WO2023248746A1 - コンパウンドヘリコプタ - Google Patents

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WO2023248746A1
WO2023248746A1 PCT/JP2023/020251 JP2023020251W WO2023248746A1 WO 2023248746 A1 WO2023248746 A1 WO 2023248746A1 JP 2023020251 W JP2023020251 W JP 2023020251W WO 2023248746 A1 WO2023248746 A1 WO 2023248746A1
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WO
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propeller
angle
distribution
compound helicopter
propeller blade
Prior art date
Application number
PCT/JP2023/020251
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English (en)
French (fr)
Inventor
桂大 木村
安忠 田辺
瑛明 菅原
Original Assignee
国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
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Publication date
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B64C27/26—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft characterised by provision of fixed wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/32—Rotors
    • B64C27/46—Blades
    • B64C27/467—Aerodynamic features
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/25—Fixed-wing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • B64U30/29—Constructional aspects of rotors or rotor supports; Arrangements thereof
    • B64U30/295—Rotors arranged in the wings

Definitions

  • the present technology relates to a compound helicopter.
  • a compound helicopter described in Patent Document 1 is known as an example of a compound helicopter in which side propellers are provided for each of the left and right main wings.
  • a helicopter it is necessary to offset the torque in the yaw direction that is generated on the aircraft body as the main rotor rotates, and in a typical helicopter, the tail rotor plays this role.
  • the attitude of the aircraft is controlled by generating anti-torque in the yaw direction while obtaining propulsive force for the aircraft using side propellers installed on the left and right main wings.
  • the system is such that
  • a compound helicopter of a type in which a propeller is provided at the tail of the fuselage a compound helicopter described in Patent Document 3 below is known.
  • a propeller installed at the tail of the aircraft rotates around an axis pointing in the longitudinal direction of the aircraft.
  • anti-torque is generated by a counter-rotating main rotor installed at the top of the fuselage, while a tail propeller is responsible for generating propulsive force during high-speed flight.
  • the left and right side propellers of a compound helicopter are used to (1) generate anti-torque to offset the yaw torque generated by the main rotor during hovering, and (2) generate propulsion force for the aircraft during forward flight. It has two types of roles.
  • the left and right side propellers need to generate thrust in opposite directions during hovering, while they need to generate thrust in the same direction in the front of the aircraft during forward flight. Therefore, since the operation of the left and right side propellers is completely different, there is a problem in that there is a limit to the aerodynamic performance if the shapes of the propeller blades of the left and right side propellers are the same.
  • the purpose of the present technology is to provide a compound helicopter including a side propeller that can be operated under highly efficient conditions both during hovering and forward flight.
  • a compound helicopter includes a fuselage, a pair of main wings, a main rotor, a first side propeller, and a second side propeller.
  • the main wing portion is provided to extend in the left-right direction of the fuselage.
  • the main rotor is installed on the upper part of the body.
  • the first side propeller includes a plurality of first propeller blades having a first chord length distribution, and is provided on the main wing portion of the pair of main wing portions on the side on which the main rotor moves forward.
  • the second side propeller includes a plurality of second propeller blades having a second chord length distribution different from the first chord length distribution, and of the pair of main wing sections, the main rotor is located at the rear. It is installed on the main wing on the moving side.
  • the first chord length distribution is a non-uniform distribution including a maximum value and a minimum value
  • the second chord length distribution is an non-uniform distribution including a maximum value and a minimum value.
  • the maximum value of the chord length in the first chord length distribution and the maximum value of the chord length in the second chord length distribution may be different.
  • the maximum value of the chord length in the second chord length distribution may be larger than the maximum value of the chord length in the first chord length distribution.
  • the chord length may take a maximum value at a position where the propeller radius is 70% or more and 90% or less of the propeller radius.
  • the chord length in the first chord length distribution, may have a minimum value at a position where the propeller radius position is 100% of the propeller radius.
  • the first propeller blade has a first torsion angle distribution
  • the second propeller blade has a second torsion angle distribution different from the first torsion angle distribution. You can leave it there.
  • the torsion angle in the first torsion angle distribution may not be constant, and the torsion angle in the second torsion angle distribution may not be constant.
  • the total torsion angle in the first torsion angle distribution and the total torsion angle in the second torsion angle distribution may be different.
  • the total torsion angle in the second torsion angle distribution may be smaller than the total torsion angle in the first torsion angle distribution.
  • the total torsion angle in the first torsion angle distribution may be a torsion down angle with an absolute value of 20° or more.
  • the total torsion angle in the second torsion angle distribution may be a twist-down angle with an absolute value of 10 degrees or less, or a twist-up angle with an absolute value of 10 degrees or less.
  • the compound helicopter may further include a tail propeller that is provided at the tail of the fuselage and is rotatable around an axis in the longitudinal direction.
  • the tail propeller generates a larger thrust than the first side propeller when rotated at the same rotational speed as the first side propeller, and the tail propeller generates a larger thrust than the second side propeller.
  • the second side propeller may generate a larger thrust when rotated at the same rotational speed as the second side propeller.
  • the first propeller blade has a first dihedral angle
  • the second propeller blade has a second dihedral angle different from the first dihedral angle. You can leave it there.
  • the first propeller blade has a first anhedral angle
  • the second propeller blade has a second anhedral angle different from the first anhedral angle. You can leave it there.
  • the first propeller blade may have a first advance angle
  • the second propeller blade may have a second advance angle different from the first advance angle. good.
  • the first propeller blade may have a first swept angle
  • the second propeller blade may have a second swept angle different from the first swept angle. good.
  • the first propeller blade may have a first propeller radius
  • the second propeller blade may have a second propeller radius different from the first propeller radius. good.
  • the first side propeller may be rotated at a first rotational speed
  • the second side propeller may be rotated at a second rotational speed different from the first rotational speed.
  • FIG. 1 is a front view showing a compound helicopter according to a first embodiment of the present technology. It is a top view showing a compound helicopter at the time of hovering.
  • FIG. 2 is a top view showing the compound helicopter during forward flight. It is a figure showing an example of a forward side propeller blade in a forward side propeller. It is a figure showing an example of a retreat side propeller blade in a retreat side propeller.
  • FIG. 3 is a diagram showing an example of a torsion angle distribution of a forward propeller blade.
  • FIG. 3 is a diagram showing an example of a torsion angle distribution of a retreating propeller blade.
  • FIG. 3 is a diagram showing an example of cord length distribution of a forward propeller blade.
  • FIG. 1 is a front view showing a compound helicopter according to a first embodiment of the present technology. It is a top view showing a compound helicopter at the time of hovering.
  • FIG. 2 is a top view showing the compound helicopter during forward flight. It is
  • FIG. 3 is a diagram showing an example of cord length distribution of a retreating propeller blade.
  • FIG. 3 is a diagram showing an inflow wind angle with respect to a propeller blade during forward flight.
  • FIG. 3 is a diagram showing an example of an inflow wind angle at each propeller radial position with respect to a propeller blade.
  • FIG. 3 is a diagram comparing the power consumption of the present embodiment and the power consumption of a comparative example.
  • FIG. 1 is a front view showing a compound helicopter 100 according to a first embodiment of the present technology.
  • FIG. 2 is a top view showing the compound helicopter 100 during hovering.
  • FIG. 3 is a top view showing the compound helicopter 100 during forward flight.
  • the compound helicopter 100 is capable of takeoff and landing operations, forward flight operations, turning operations, hovering operations, and the like.
  • the compound helicopter 100 may be manned or unmanned.
  • the compound helicopter 100 includes a fuselage 10, a pair of main wings 11 and 12 extending on both left and right sides of the fuselage 10, and a tail fin 13 provided at the tail of the fuselage 10. There is.
  • the compound helicopter 100 also includes a main rotor 20 provided on the upper part of the fuselage 10, and a main wing 11 (left main wing) on the side where the main rotor 20 moves forward of the aircraft among the pair of left and right main wing parts 11, 12.
  • a forward side side propeller 30 (first side propeller: left side) provided in the main wing section 11) and a main wing section 12 (on the side where the main rotor 20 moves rearward of the fuselage) among the pair of left and right main wing sections 11 and 12. It includes a retreating side propeller 40 (second side propeller: right side) provided on the right main wing section 12).
  • the compound helicopter 100 also includes a tail propeller 50 provided at the tail of the fuselage 10.
  • the body 10 is configured symmetrically, and has a shape in which the diameter (in the ZX direction) gradually increases from the front to the rear, and then gradually decreases.
  • the left main wing section 11 and the right main wing section 12 have similar shapes and are configured symmetrically with respect to the fuselage 10.
  • the left main wing part 11 is the main wing part on the side where the main rotor 20 moves forward of the aircraft (see FIGS. 2 and 3)
  • the right main wing part 12 is the main wing part on the side where the main rotor 20 moves forward of the aircraft. This is the main wing section on the side that moves rearward (see Figures 2 and 3).
  • the rotation direction of the main rotor 20 is clockwise, but the rotation direction of the main rotor 20 may also be counterclockwise.
  • the main wing section 12 on the right side becomes the main wing section on the side where the main rotor 20 moves forward of the aircraft
  • the main wing section 11 on the left side becomes the main wing section on the side where the main rotor 20 moves forward. This is the main wing on the side of the aircraft that moves toward the rear.
  • the tail section 13 includes a horizontal fin 13a extending in the left-right direction, and a pair of wing tip fins 13b at both left and right ends of the horizontal fin 13a.
  • the tail section 13 is capable of generating lift Fe in the lateral direction (leftward) when the compound helicopter 100 is in forward flight (see FIG. 3).
  • a main drive section 22 for driving the main rotor 20 is provided at the upper part of the fuselage 10.
  • the main drive unit 22 includes a rotatable main drive shaft facing in the vertical direction, a drive source (engine) that generates power for rotating the main drive shaft, and the like.
  • the main drive shaft is arranged at the center of the fuselage 10 in the left-right direction and on the front side of the center in the front-rear direction.
  • the main rotor 20 generates the lift force necessary for the compound helicopter 100 to fly.
  • the main rotor 20 is attached to a main drive shaft and is rotatable clockwise (when viewed from above) around an axis in the vertical direction. Note that, as described above, the rotation direction of the main rotor 20 is not limited to clockwise, but may be counterclockwise.
  • the main rotor 20 includes a plurality of rotor blades 21.
  • the rotor blade 21 has a rectangular shape that is elongated in one direction, and its base end side is attached to the main drive shaft.
  • the rotor blades 21 are arranged at regular intervals along the circumferential direction (around the Z-axis) and are arranged to extend radially from the main drive shaft.
  • the number of rotor blades 21 is four, but the number of rotor blades 21 is not particularly limited.
  • the forward side propeller 30 (left side: first side propeller) is provided on the front side or the rear side of the left main wing section 11 at the wing tip of the left main wing section 11 (forward main wing section).
  • a forward drive section 32 is provided at the blade tip of the left main wing section 11 to drive a forward side propeller 30 .
  • the forward drive section 32 includes a forward drive shaft that is rotatable in the front-rear direction, a forward pitch variable section that changes the pitch angle ⁇ (around the X axis) of the forward drive shaft, and a forward drive shaft that rotates the forward drive shaft. Includes a forward drive source (actuator such as an electric motor) that generates power.
  • the forward side propeller 30 is attached to the forward drive shaft and is rotatable clockwise or counterclockwise (as viewed from the front) around the longitudinal axis.
  • the forward side propeller 30 includes a plurality of forward propeller blades 31 (first propeller blades).
  • the forward propeller blade 31 has a predetermined shape that is elongated in one direction (details will be described later), and its base end side is attached to the forward drive shaft.
  • the forward propeller blades 31 are arranged at equal intervals along the circumferential direction (around the Y-axis), and are arranged to extend radially from the forward drive shaft. In the illustrated example, the number of forward propeller blades 31 is four, but the number of forward propeller blades 31 is not particularly limited.
  • the retreating side propeller 40 (right side: second side propeller) is provided on the front side or the rear side of the right main wing section 12 at the wing tip of the right main wing section 12 (retreating side main wing section).
  • a retreating side drive section 42 is provided at the wing tip of the right main wing section 12 to drive a retreating side propeller 40 .
  • the reverse side drive section 42 includes a rotatable reverse side drive shaft facing the front-rear direction, a reverse side pitch variable section that changes the pitch angle ⁇ (around the X axis) of the reverse side drive shaft, and a reverse side pitch variable section that rotates the reverse side drive shaft. Includes a reverse drive source (actuator such as an electric motor) that generates power.
  • the retreating side propeller 40 is attached to the retreating drive shaft and is rotatable clockwise or counterclockwise (as viewed from the front) around the longitudinal axis. Note that the rotational direction of the forward side propeller 30 and the rotational direction of the backward side propeller 40 may be the same or may be opposite.
  • the forward side propeller 30 and the backward side propeller 40 are driven by separate drive sources (actuators such as electric motors), and typically, the forward side propeller 30 is driven by a first
  • the retreating side propeller 40 is rotated at a second rotational speed different from the first rotational speed.
  • variable speed operation can also be controlled to reduce noise by slowing down the rotation speed.
  • the retreat side propeller 40 includes a plurality of retreat side propeller blades 41.
  • the retreating propeller blade 41 has a predetermined shape that is elongated in one direction (details will be described later), and its base end side is attached to the retreating drive shaft.
  • the retreating propeller blades 41 are arranged at regular intervals along the circumferential direction (around the Y-axis), and are arranged to extend radially from the retreating drive shaft.
  • the number of retreating propeller blades 41 is four, but the number of retreating propeller blades 41 is not particularly limited.
  • the left side propeller is the forward side propeller 30, and the right side propeller is the backward side propeller 40. has been done.
  • the right side propeller is the forward side propeller 30 and the left side propeller is the backward side propeller 40.
  • the tail propeller 50 is provided at the most rear end side in the tail section of the fuselage 10 (behind the tail section 13).
  • a tail drive section 52 is provided at the rear end of the tail section of the fuselage 10 to drive the tail propeller 50.
  • the tail side drive unit 52 includes a rotatable tail side drive shaft facing in the front-rear direction and a tail side drive source (an actuator such as an electric motor) that generates power to rotate the tail side drive shaft.
  • the tail propeller 50 is attached to the tail drive shaft and is rotatable clockwise (as viewed from the front) around the longitudinal axis.
  • the tail propeller 50 includes a plurality of tail propeller blades 51.
  • the tail propeller blade 51 has, for example, a rectangular shape that is elongated in one direction, and its base end side is attached to the tail drive shaft.
  • the tail propeller blades 51 are arranged at regular intervals along the circumferential direction (around the Y axis) and are arranged to extend radially from the tail drive shaft. Note that the number of tail propeller blades 51 is not particularly limited.
  • the tail propeller 50 is capable of generating a larger thrust than the forward side propeller 30 when rotated at the same rotational speed as the forward side propeller 30, and is capable of generating a larger thrust than the backward side propeller 40. When rotated at the same rotational speed, it is possible to generate a larger thrust than the retreating side propeller 40.
  • the tail propeller blade 51 of the tail propeller 50 has a larger propeller radius than the forward propeller blade 31 and the retreating propeller blade 41.
  • the tail propeller blade 51 of the tail propeller 50 has a larger equivalent cord length (details will be described later) than the forward propeller blades 31 and the retreating propeller blades 41. .
  • anti-torque for offsetting the rotor anti-torque M is generated by the forward side propeller 30 and the backward side propeller 40 during hovering.
  • the forward side propeller 30 has a pitch angle ⁇ set to, for example, +12° by the forward pitch variable section, and generates forward thrust Ta1.
  • the pitch angle ⁇ of the retreating side propeller 40 is set to, for example, ⁇ 14° by the retreating pitch variable portion, and the retreating side propeller 40 generates a rearward thrust force Tr1 (front and back directions are opposite to Ta1).
  • the forward thrust Ta1 from the forward side propeller 30 and the rearward thrust Tr1 from the backward side propeller 40 generate anti-torque to offset the rotor anti-torque M, and maintain the aircraft attitude in the yaw direction.
  • the forward thrust Ta1 by the forward side propeller 30 and the rearward thrust Tr1 by the backward side propeller 40 are typically the same.
  • the pitch angle ⁇ is an angle around the left-right axis (X-axis), and the horizontal direction (Y-axis direction) is the reference (0°). Furthermore, the pitch angle ⁇ is positive when the front side of the drive shaft is on the upper side, and the pitch angle ⁇ is negative when the front side of the drive shaft is on the lower side.
  • tail propeller 50 is not driven during hovering.
  • the main rotor 20 rotates clockwise, so that a counterclockwise rotor counter-torque M is generated with respect to the aircraft body. Therefore, if no measures are taken, the aircraft will rotate counterclockwise. Therefore, in this embodiment, during hovering, the anti-torque for offsetting the rotor anti-torque M is generated by the difference between the thrust of the forward side propeller 30 and the thrust of the backward side propeller 40, as well as the tail section 13. It is assumed that the lift force is generated by Fe.
  • the forward side propeller 30 and the backward side propeller 40 can be operated at different rotational speeds. Therefore, in this embodiment, in order to generate anti-torque, the configuration is such that a difference between the thrust of the forward side propeller 30 and the thrust of the backward side propeller 40 is easily generated.
  • the forward side propeller 30 has a pitch angle ⁇ set to, for example, +40° by the forward pitch variable section, and generates forward thrust Ta2.
  • the retreat side propeller 40 has a pitch angle ⁇ set to, for example, +40° by the retreat side pitch variable section, and generates a forward thrust Tr2 (front and back directions are the same as Ta2).
  • the forward thrust Ta2 by the forward side propeller 30 is greater than the forward thrust Tr2 by the backward side propeller 40, and the difference (Ta2 - Tr2) is an anti-torque component for canceling the rotor anti-torque M. used as a department.
  • the pitch angle ⁇ (for example, +40°) of the forward side propeller 30 during forward flight is set to a larger positive value than the pitch angle ⁇ (12°) during hovering.
  • the forward side propeller 30 can appropriately generate forward thrust Ta2 even during forward flight with a large inflow wind angle.
  • pitch angle ⁇ (for example, +40°) of the retreating side propeller 40 during forward flight is opposite in sign to the pitch angle ⁇ ( ⁇ 12°) during hovering, and the pitch angle ⁇ during hovering is
  • the absolute value of pitch angle ⁇ is set larger than ⁇ .
  • the tail propeller 50 During forward flight, the tail propeller 50 generates forward thrust Tt.
  • the forward thrust force Tt by the tail propeller 50 is larger than the forward thrust force Ta2 by the forward side propeller 30, and is also larger than the forward thrust force Tr2 by the backward side propeller 40.
  • the tail section 13 During forward flight, the tail section 13 generates a lift force Fe to the left.
  • the lift force Fe exerted in the leftward direction by the tail section 13 is used as part of the antitorque for offsetting the rotor antitorque M.
  • the forward side propeller 30 and the backward side propeller 40 of the compound helicopter 100 are configured to (1) generate anti-torque to offset the torque in the yaw direction generated by the main rotor 20 during hovering; 2) It has two roles: generating thrust toward the front of the aircraft during forward flight.
  • the forward side propeller 30 and the backward side propeller 40 need to generate thrust in opposite directions during hovering, while they need to generate thrust in the same direction in the front of the aircraft during forward flight. There is. Therefore, since the operations of the forward side propeller 30 and the backward side propeller 40 are completely different, there is a problem in that there is a limit to the aerodynamic performance if the forward side propeller blades 31 and the backward side propeller blades 41 have the same shape.
  • the shapes of the forward propeller blade 31 and the backward propeller blade 41 are made different so that operation can be performed under conditions of high efficiency both during hovering and during forward flight. We are trying to optimize it.
  • the shape of the forward propeller blade 31 and the backward propeller blade 41 is optimized by making the cord length distribution, twist angle distribution, etc. different.
  • the forward side propeller 30 and the backward propeller have the above two types of roles, so the forward side propeller blade 31 and the backward side propeller blade 41 are specially designed for forward flight.
  • the forward side propeller blade 31 and the backward side propeller blade 41 are specially designed for forward flight.
  • designing the forward propeller blade 31 and the backward propeller blade 41 to ensure hovering performance means compromising the performance during forward flight to some extent.
  • a tail propeller 50 for generating forward thrust is provided separately from the forward side propeller 30 and the backward side propeller 40, and thereby, during forward flight, a tail propeller 50 is provided to generate forward thrust.
  • the aim is to enable the flight of In other words, during forward flight, the tail propeller 50 plays a role as a main source of propulsive force, and the forward side propeller 30 and the backward side propeller 40 act as auxiliary sources of propulsive force. I am planning to have them take charge.
  • FIG. 4 is a diagram showing an example of the forward propeller blade 31 in the forward side propeller 30.
  • FIG. 5 is a diagram showing an example of the retreating side propeller blade 41 in the retreating side propeller 40.
  • the propeller radius R1 is the length from the rotation center to the tip in the longitudinal direction of the forward propeller blade 31.
  • the propeller radial position r1 is an arbitrary position from the rotation center in the length direction of the forward propeller blade 31.
  • the cord length c1 (r1) is the width of the propeller blade at an arbitrary propeller radial position r1 in the forward propeller blade 31 (distance from the leading edge on the leading side in the rotation direction to the trailing edge on the trailing side) It is.
  • the propeller radius R2 is the length from the rotation center to the tip end in the length direction of the retreating propeller blade 41.
  • the propeller radial position r2 is an arbitrary position from the rotation center in the length direction of the retreating propeller blade 41.
  • the cord length c2 (r2) is the width of the propeller blade at an arbitrary propeller radial position r2 in the retreating propeller blade 41 (distance from the leading edge on the leading side in the rotation direction to the trailing edge on the trailing side) It is.
  • the propeller radius R1 of the forward propeller blade 31 and the propeller radius R1 of the forward propeller blade 31 are designed to be different (they may be the same).
  • FIG. 6 is a diagram showing an example of the torsion angle distribution of the forward propeller blade 31.
  • FIG. 7 is a diagram showing an example of the torsion angle distribution of the retreating propeller blade 41.
  • the horizontal axis in FIG. 6 represents the propeller radius position (r1/R1) in the forward propeller blade 31 when the propeller radius R1 is 1. Further, the vertical axis in FIG. 6 indicates the torsion angle of the forward propeller blade 31. Note that the torsion angle on this vertical axis is set to 0° (reference) where the torsion angle of the forward propeller blade 31 is parallel to the rotating surface of the forward propeller blade 31.
  • the horizontal axis in FIG. 7 represents the propeller radial position (r2/R2) when the propeller radius R2 is 1 in the retreating propeller blade 41.
  • the vertical axis in FIG. 7 indicates the twist angle of the retreating propeller blade 41. Note that the torsion angle on this vertical axis is set to 0° (reference) where the torsion angle of the retreating propeller blade 41 is parallel to the rotating surface of the retreating propeller blade 41.
  • the downward-sloping graph means that the forward propeller blade 31 and the backward propeller blade 41 are twisted down.
  • the torsion angle in the torsion angle distribution is constant at any location in the forward propeller blade 31 and the retreating propeller blade 41 at each propeller radial position from the base end to the tip end.
  • the torsion angle of the slope is attached (for example, the slope of the graphs in FIGS. 6 and 7 is the same everywhere).
  • the torsion angle in the torsion angle distribution is not constant in at least some of the forward propeller blades 31 and the retreating propeller blades 41 at each propeller radial position from the base end to the tip end. This means that the slope of the torsion angle of the part is different from the slope of the torsion angle of other parts (for example, see the graphs in FIGS. 6 and 7).
  • the torsion angle distribution (first torsion angle distribution) of the forward propeller blade 31 will be described with reference to FIG. 6.
  • the torsion angle is not constant (the graph is not a simple straight line descending to the right).
  • the torsion angle is approximately the same in a range where the propeller radial position r1/R1 is approximately 30% to approximately 90%.
  • the twisting angle has almost the same slope, but the twisting angle in the range of about 90% to 100% is about 30% to about 90%. Greater than the torsion angle of the range.
  • the torsion angle at the position where the propeller radial position r1/R1 is approximately 30% (base end) is approximately 13°, and at the position where the propeller radial position r1/R1 is 100% (tip end). Since the torsion angle of the advancing side propeller blade 31 is about -17°, the entire twisting down angle in the torsion angle distribution of the forward propeller blade 31 is about -30°. Note that, typically, the absolute value of the entire twist down angle in the twist angle distribution of the forward propeller blade 31 may be 20° or more.
  • a negative sign in the overall twist angle means that it is twisted down (twisted down angle), and a positive sign means that it is twisted up (twisted down angle).
  • the torsion angle distribution of the retreating propeller blade 41 will be described. As shown in FIG. 7, in the torsion angle distribution of the retreating propeller blade 41, the torsion angle is not constant (the graph is not a simple straight line descending to the right).
  • the torsion angle is approximately the same in the range of the propeller radial position r1/R1 from about 30% to about 70%.
  • the propeller radial position r1/R1 is approximately 70% to approximately 90%, almost no twisting angle is provided.
  • the twisting angle is approximately the same slope, but in the range of about 90% to 100%, the twisting angle is in the range of about 30% to about 70%. is larger than the twist angle.
  • the torsion angle is approximately 3° at the position where the propeller radial position r1/R1 is approximately 30% (base end), and the torsion angle is approximately 3° at the position where the propeller radial position r1/R1 is 100% (tip end). Since the torsion angle of the retreating propeller blade 41 is about ⁇ 3°, the entire twisting down angle in the torsion angle distribution of the retreating propeller blade 41 is about ⁇ 6°. Note that, typically, the absolute value of the entire twisting down angle in the twisting angle distribution of the retreating side retreating side propeller blade 41 may be 10 degrees or less.
  • the torsion angle of the retreating side propeller blade 41 is twisted down, but the torsion angle of the retreating side propeller blade 41 may be twisted up (in addition, the torsion angle of the retreating side propeller blade 41 is twisted up).
  • the blade 31 can only be twisted down).
  • the absolute value of the entire torsion angle in the torsion angle distribution of the retreating propeller blade 41 may be 10° or less.
  • the compound helicopter 100 is designed to favor forward flight, the backward propeller blade 41 will be twisted down.
  • the compound helicopter 100 is designed to have an advantage in hovering, the backward propeller blade 41 is twisted up. From this point of view, it is only necessary to appropriately select whether to adopt either twisting down or twisting down for the retreating propeller blade 41.
  • the torsion angle distribution of the forward side propeller 30 and the torsion angle distribution of the retreating side propeller 40 are different distributions. .
  • the gradient of the torsion angle (twisting down angle) in the torsion angle distribution of the forward propeller blade 31 is larger than the gradient of the torsion angle (twisting down angle or twisting up angle) in the torsion angle distribution of the retreating side. It is designed to.
  • the total torsion angle (absolute value of the twist-down angle) in the torsion angle distribution of the forward propeller blade 31 is equal to the total torsion angle (twist-down angle or twist-up angle is designed to be larger than the absolute value of
  • the forward side propeller 30 always generates thrust toward the front of the aircraft, without changing the direction of the thrust generated during hovering and forward flight.
  • the axial flow velocity for the forward side propeller 30 is high, so in order to fully demonstrate the propeller performance, a relatively large twisting force is applied to the forward side propeller 30.
  • this twisting down also contributes to improving propeller performance during hovering.
  • the total torsion angle (absolute value of the twist-down angle) in the torsion angle distribution of the advancing side propeller blade 31 is the same as the total torsion angle (twist-down angle or twist-up angle) in the torsion angle distribution of the backward side propeller blade 31. (absolute value of the angle).
  • the entire torsion angle (absolute value of the torsion angle) in the torsion angle distribution of the forward propeller blade 31 is set to be 20° or more.
  • the slope of the torsion angle (twist-down angle or twist-up angle) in the torsion angle distribution of the retreating propeller blade 41 is greater than the slope of the torsion angle (twist-down angle) in the forward-side torsion angle distribution. It is also designed to be small. Furthermore, in this embodiment, the total torsion angle (absolute value of the twist-down angle or twist-up angle) in the torsion angle distribution of the retreating side propeller blade 41 is the entire torsion angle (twist-down angle) in the forward-side torsion angle distribution. (absolute value of ).
  • the backward side propeller 40 needs to generate thrust toward the rear of the aircraft during hovering and toward the front of the aircraft during forward flight, so a pitch angle ⁇ in the opposite direction may be added depending on the flight conditions. become. Therefore, if a large torsion angle (twisting down angle or twisting up angle) is added to the retreating side propeller blade 41 of the retreating side propeller 40, the angle of attack will change when the opposite pitch angle ⁇ is added. It becomes too large and becomes a major source of resistance.
  • the total torsion angle (absolute value of the twist-down angle or twist-up angle) in the torsion angle distribution of the retreating side propeller blade 41 is different from the total torsion angle (absolute value of the twist-down angle or twist-up angle) in the torsion angle distribution of the forward-side propeller blade 41. It is designed to be smaller than the absolute value of the angle.
  • the entire torsion angle (absolute value of the twisting down angle or twisting up angle) in the torsion angle distribution of the retreating side propeller blade 41 is If it is set to a value exceeding 10°, there is a possibility that a large performance deterioration will occur during either hovering or forward flight.
  • the entire torsion angle (absolute value of the twist-down angle or twist-up angle) in the twist angle distribution of the retreating propeller blade 41 is set to be 10° or less.
  • FIG. 8 is a diagram showing an example of the cord length distribution of the forward propeller blade 31.
  • FIG. 9 is a diagram showing an example of the cord length distribution of the retreating propeller blade 41.
  • the horizontal axis in FIG. 8 represents the propeller radius position (r1/R1) in the forward propeller blade 31 when the propeller radius R1 is 1. Further, the vertical axis in FIG. 8 represents the cord length c1 in the forward propeller blade 31 when the equivalent cord length Ceq1 is taken as a reference (1). Note that the equivalent code length Ceq1 is expressed by the following formula.
  • the horizontal axis in FIG. 9 represents the propeller radius position (r2/R2) in the retreating propeller blade 41 when the propeller radius R2 is 1. Further, the vertical axis in FIG. 9 represents the cord length c2 in the retreating propeller blade 41 when the equivalent cord length Ceq2 is taken as a reference (1). Note that the equivalent code length Ceq2 is expressed by the following formula.
  • the cord length in the cord length distribution is constant at any point in the forward propeller blade 31 and the retreating propeller blade 41 at each propeller radial position from the base end to the tip end.
  • the chord length is set (for example, the graphs in FIGS. 8 and 9 are horizontally straight).
  • the cord length in the cord length distribution is not constant at least in part at each propeller radial position from the base end to the tip of the forward propeller blade 31 and the retreating propeller blade 41. This means that the chord length of this section is different from the chord lengths of other parts (for example, see the graphs in FIGS. 8 and 9).
  • chord length c1 of the chord length distribution of the forward propeller blade 31 is an irregular distribution including a maximum value and a minimum value (it is not a simple horizontal straight line graph).
  • chord length c1/ceq1 gradually decreases from the propeller position (base end) where the propeller radial position r1/R1 is about 30% to about 73%. growing.
  • the cord length c1/ceq1 reaches its maximum value at a position where the propeller radius position r1/R1 is about 73%.
  • the cord length c1/ceq1 gradually decreases from the position where the propeller radial position r1/R1 is about 73% to the 100% position, and reaches its minimum value at the position (tip) where the propeller radial position r1/R1 is 100%. becomes.
  • the cord length c1/ceq1 of the forward propeller blade 31 is smaller on the distal end side than on the proximal end side.
  • the tip side of the forward propeller blade 31 can be a source of vortex generation, so if the tip side is made large, it will create a large resistance and become a source of loss, especially during hovering.
  • chord length c2 of the chord length distribution of the retreating propeller blade 41 is an irregular distribution including a maximum value and a minimum value (it is not a simple horizontal straight line graph).
  • chord length c2/ceq2 gradually decreases from the propeller position (base end) where the propeller radial position r2/R2 is about 30% to about 78%. growing.
  • the cord length c2/ceq2 reaches its maximum value at a position where the propeller radius position r1/R1 is about 78%.
  • the cord length c2/ceq2 gradually decreases from the position where the propeller radial position r1/R1 is about 78% to the 100% position, and reaches its minimum value at the position (tip part) where the propeller radial position r1/R1 is 100%. becomes.
  • the cord length c2/ceq2 of the retreating propeller blade 41 is designed to take a maximum value in a range where the propeller radial position r2/R2 is 70% or more and 90% or less.
  • the cord length c2/ceq2 takes the maximum value on the distal end side (70% or more and 90% or less) of the retreating propeller blade 41, the cord length c2/ceq2 on the proximal end side can be reduced. ceq2 can be made relatively small.
  • the entire torsion angle (absolute value of the twisting down angle or twisting up angle) of the retreating propeller blade 41 is: It is set to 10 degrees or less.
  • the cord length c2/ceq2 near the base end (for example, 30% to 60%) of the retreating propeller blade 41 is made relatively small, and the cord length c2/ceq2 of the retreating propeller blade 41 is made relatively small.
  • FIG. 10 is a diagram showing the inflow wind angle with respect to the propeller blades 31 and 41 during forward flight.
  • the speed of this incoming wind is a value that is a combination of the forward flight speed and the rotational speed of the propeller blades 31 and 41.
  • the angle determined by the magnitude of the forward flight speed vector and the magnitude of the rotational speed vector of the propeller blade can be considered as the inflow wind angle, and in order to set an appropriate angle of attack condition, the propeller blade 31, It is necessary to appropriately adjust the pitch angle ⁇ (control) of 41 and the torsion angle (design) of the propeller blades.
  • FIG. 11 is a diagram showing an example of the inflow wind angle at each propeller radial position (r/R) with respect to the propeller blades 31 and 41.
  • the horizontal axis in FIG. 11 represents the propeller radial position r (r/R) in the propeller blades 31 and 41 when the propeller radius R is 1.
  • the vertical axis in FIG. 11 represents the inflow wind angle with respect to the propeller blades 31 and 41.
  • FIG. 11 shows an example of an appropriate angle of attack for the propeller blade (for example, about 10°).
  • the rotational speed of the propeller blade is low, so the forward flight speed of the relative wind to the propeller blade is dominant, and the inflow wind angle has a value close to 90°.
  • this to an appropriate angle of attack approximately 10°
  • the operating range of the pitch angle ⁇ of the side propeller is approximately 50° in terms of performance, and the remaining approximately 20° must be compensated for by the torsion angle.
  • the twist angle (the absolute value of the twist down angle or the twist up angle) of the forward propeller blade 31 is set to 20° or more. Therefore, even during forward flight when the inflow wind angle is large, the angle of attack at each propeller radial position can be set within a range that generally maximizes the lift-drag ratio.
  • the torsion angle (twisting down angle or twisting up angle) of the retreating side propeller blade 41 is absolute value) is set to 10° or less.
  • the design is performed so that the cord length c2/ceq2 takes the maximum value near the tip of the retreating propeller blade 41 (70% or more and 90% or less).
  • the cord length c2/ceq2 near the base end of the retreating propeller blade 41 is made relatively small, and the cord length c2/ceq2 near the tip of the retreating propeller blade 41 is made relatively large. This makes it possible to reduce the area near the proximal end, which tends to become a source of resistance, thereby reducing resistance.
  • chord length distribution of the forward side propeller 30 and the chord length distribution of the retreating side propeller 40 are different distributions. .
  • the maximum value of the cord length c1 in the forward propeller blade 31 is different from the maximum value of the cord length c2 in the backward propeller blade 41.
  • the maximum value of the cord length c2 in the backward propeller blade 41 is larger than the maximum value of the cord length c1 in the forward propeller blade 31.
  • the minimum value of the cord length c1 in the forward propeller blade 31 is different from the minimum value of the cord length c2 in the backward propeller blade 41, and the minimum value of the cord length c2 in the backward propeller blade 41 is different. This value is smaller than the minimum value of the cord length c1 in the forward propeller blade 31.
  • the difference between the minimum and maximum values of the cord length c1 in the forward propeller blade 31 is different from the difference between the minimum and maximum values of the cord length c2 in the backward propeller blade 41, and
  • the difference between the minimum value and the maximum value of the cord length c2 in the side propeller blade 41 is larger than the difference between the minimum value and the minimum value of the cord length c1 in the forward propeller blade 31.
  • ⁇ Dhedral angle, anhedral angle, forward angle, receding angle> By adding dihedral angle, anhedral angle, advancing angle, receding angle, etc. as design variables of the forward propeller blade 31 and the forward propeller blade 31, the relative flow into the forward propeller blade 31 and the forward propeller blade 31 can be adjusted. It is possible to change the wind angle, and in particular, it is possible to optimize propeller performance by taking into account the influence of vortices on the tip side.
  • the advancing propeller blade 31 may have a first dihedral angle
  • the retreating propeller blade 41 may have a second dihedral angle that is different from the first dihedral angle.
  • the first dihedral angle is added, for example, from a position where the propeller radius position r1/R1 is 50% or more and less than 100% to a position at the tip (100%).
  • the second dihedral angle is added, for example, from a position where the propeller radius position r2/R2 is 50% or more and less than 100% to a position at the tip (100%).
  • the advancing propeller blade 31 may have a first anhedral angle
  • the retreating propeller blade 41 may have a second anhedral angle that is different from the first anhedral angle.
  • the first anhedral angle is added, for example, from a position where the propeller radius position r1/R1 is 50% or more and less than 100% to a position at the tip (100%).
  • the second dihedral angle is added, for example, from a position where the propeller radius position r2/R2 is 50% or more and less than 100% to a position at the tip (100%).
  • the advancing propeller blade 31 may have a first advancing angle
  • the retreating propeller blade 41 may have a second advancing angle different from the first advancing angle.
  • the first advance angle is applied, for example, from a position where the propeller radial position r1/R1 is 50% or more but less than 100% to a position at the tip (100%).
  • the second advance angle is added, for example, from a position where the propeller radius position r2/R2 is 50% or more and less than 100% to a position at the tip (100%).
  • the forward propeller blade 31 may have a first swept angle
  • the retreating propeller blade 41 may have a second swept angle different from the first swept angle.
  • the first sweepback angle is applied, for example, from a position where the propeller radial position r1/R1 is 50% or more but less than 100% to a position at the tip (100%).
  • the second sweepback angle is applied, for example, from a position where the propeller radial position r2/R2 is 50% or more and less than 100% to a position at the tip (100%).
  • chord length distribution (first chord length distribution) of the forward propeller blade 31 is different from the chord length distribution (second chord length distribution) of the retreating propeller blade 41. This makes it possible to realize an aircraft with high propeller performance both during hovering and forward flight.
  • the maximum cord length of the forward propeller blade 31 is different from the maximum cord length of the backward propeller blade 41, and the maximum cord length of the backward propeller blade 41 is It is larger than the maximum cord length of the forward propeller blade 31. This makes it possible to realize an aircraft with even higher propeller performance both during hovering and during forward flight.
  • the retreating propeller blade 41 is designed such that the cord length reaches its maximum value at a position where the propeller radius position r2 is 70% or more and 90% or less of the propeller radius R2.
  • the cord length c2/ceq2 takes the maximum value on the distal end side (0.7 or more and 0.9 or less) of the retreating propeller blade 41
  • the cord length on the proximal end side can be reduced.
  • c2/ceq2 can be made relatively small. Therefore, by making the cord length c2/ceq2 near the base end of the retreating propeller blade 41 relatively small and making the chord length c2/ceq2 near the tip of the retreating propeller blade 41 relatively large, the resistance can be reduced. The area on the proximal end side, which tends to become a source of heat, can be reduced.
  • the forward propeller blade 31 is designed such that the cord length becomes the minimum value at a position (tip portion) where the propeller radius position r1 is 100% of the propeller radius R1. Thereby, generation of vortices can be suppressed and resistance can be reduced.
  • the torsion angle distribution (first torsion angle distribution) of the forward propeller blade 31 and the torsion angle distribution (second cord length distribution) of the retreating propeller blade 41 are different. This makes it possible to realize an aircraft with even higher propeller performance both during hovering and during forward flight.
  • the torsion angle of the entire forward propeller blade 31 is different from the torsional angle of the entire retreating propeller blade 41, and the torsional angle of the entire retreating propeller blade 41 is as follows. It is smaller than the twist angle of the entire forward propeller blade 31. This makes it possible to realize an aircraft with even higher propeller performance both during hovering and during forward flight.
  • the entire torsion angle of the forward propeller blade 31 is a twisting down angle whose absolute value is 20° or more.
  • the entire torsion angle of the retreating propeller blade 41 is a twisting-down angle with an absolute value of 10° or less, or a twisting-up angle with an absolute value of 10° or less.
  • a tail propeller 50 is provided.
  • This tail propeller 50 generates a larger thrust than the forward side propeller 30 when rotated at the same rotation speed as the forward side propeller 30, and rotates at the same rotation speed as the backward side propeller 40.
  • the propeller When the propeller is turned, it generates a greater thrust than the solid side propeller. This enables high-speed flight during forward flight.
  • the forward propeller blades 31 and the forward propeller blades 31 have different dihedral angles, anhedral angles, forward angles, backward angles, etc., so that the forward propeller blades 31 and the forward propeller blades It is possible to change the relative wind angle flowing into the propeller 31, and in particular, it is possible to optimize the propeller performance taking into account the influence of the vortex on the tip side.
  • FIG. 12 shows the power consumption (hovering power + forward flight power) when the forward side propeller 30 and the backward side propeller 40 according to the present embodiment are adopted, and the forward side propeller and the backward side propeller according to a comparative example. It is a figure which compares the power consumption when a propeller is adopted.
  • the power consumption of the propeller of this embodiment is normalized and displayed, with the power consumption of the propeller that has optimized the twist angle of each of the forward side propeller 30 and the backward side propeller 40 being set to 1. .
  • the cord length of the forward propeller blade and the cord length of the backward propeller blade are the same and constant. Further, in the comparative example, the overall twist angle of the advancing propeller blade is different from the overall twist angle of the retreating propeller blade, but the twist angle (gradient of the twisting down angle) is constant. That is, in the comparative example, optimization is performed only by the difference in the overall twist angle between the forward propeller blade and the backward propeller blade.
  • the cord length of the forward propeller blade 31 and the cord length of the backward propeller blade 41 are different and not constant. Further, the overall twist angle of the forward propeller blade 31 is different from the overall twist angle of the backward propeller blade 41, and the twist angle (gradient) is not constant. In other words, the cord length distribution and twist angle distribution are optimized.

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Abstract

本技術に係るコンパウンドヘリコプタは、胴体と、一対の主翼部と、メインロータと、第１のサイドプロペラと、第２のサイドプロペラとを具備する。前記主翼部は、前記胴体の左右方向に延びるように設けられる。前記メインロータは、前記胴体の上部に設けられる。前記第１のサイドプロペラは、第１のコード長分布を有する複数の第１のプロペラブレードを含み、前記一対の主翼部のうち、前記メインロータが前方に運動する側の主翼部に設けられる。前記第２のサイドプロペラは、前記第１のコード長分布とは異なる第２のコード長分布を有する複数の第２のプロペラブレードを含み、前記一対の主翼部のうち、前記メインロータが後方に運動する側の主翼部に設けられる。

Description

コンパウンドヘリコプタ
　本技術は、コンパウンドヘリコプタに関する。
　従来から、前進飛行動作、ホバリング動作等が可能なコンパウンドヘリコプタが広く知られている。
　左右の主翼に対してそれぞれサイドプロペラが設けられたコンパウンドヘリコプタの例として、特許文献１に記載のコンパウンドヘリコプタが知られている。ヘリコプタにおいては、メインロータが回転することで機体に発するヨー方向のトルクを相殺する必要があり、一般的なヘリコプタでは、この役割をテールロータが担っている。一方、特許文献１に記載のコンパウンドヘリコプタにおいては、左右の主翼に対してそれぞれ設けられたサイドプロペラにより、機体の推進力を得ると同時にヨー方向にアンチトルクを発生させることで、機体姿勢が制御される仕組みとなっている。
　左右の主翼に対してそれぞれサイドプロペラが設けられたタイプのコンパウンドヘリコプタの別の例として、特許文献２に記載のコンパウンドヘリコプタが知られている。このコンパウンドヘリコプタにおいては、左右のサイドプロペラにおけるプロペラブレードのねじり下げ角に差がつけられている。このため、左右のサイドプロペラを同一の回転速度及びピッチ角で運転させた場合に、左右で推力に差分が生じるので、機体をヨー方向に静止させるためのアンチトルクが発生し易くなっている。
　また、機体の尾部にプロペラが設けられたタイプのコンパウンドヘリコプタとして、下記特許文献３に記載のコンパウンドヘリコプタが知られている。機体の尾部に設けられたプロペラは、機体の前後方向を向く軸回りに回転される。このコンパウンドヘリコプタでは、機体の上部に設けられた２重反転式のメインロータによってアンチトルクが発生され、一方で尾部のプロペラは高速飛行時に推進力を発生させる役割を担っている。
欧州特許出願公開第３１４１４７８号明細書 特開２０２１－１１５９２５号公報 欧州特許第３２０１０８５号明細書
　コンパウンドヘリコプタの左右のサイドプロペラは、（１）ホバリング時にメインロータが発生するヨー方向のトルクを相殺するためのアンチトルクを発生すること、（２）前進飛行時に機体の推進力を発生することの２種類の役割を持つ。
　ここで、左右のサイドプロペラは、ホバリング時においては逆向きに推力を発生する必要があり、一方で、前進飛行時においては機体前方に同じ向きに推力を発生する必要がある。従って、左右のサイドプロペラにおいて運用が全く異なるので、左右のサイドプロペラのプロペラブレードの形状が同じであると、空力性能に限界があるといった問題がある。
　以上のような事情に鑑み、本技術の目的は、ホバリング時及び前進飛行時のいずれにおいても効率が高い条件で運転が可能なサイドプロペラを含むコンパウンドヘリコプタを提供することにある。
　本技術に係るコンパウンドヘリコプタは、胴体と、一対の主翼部と、メインロータと、第１のサイドプロペラと、第２のサイドプロペラとを具備する。
　前記主翼部は、前記胴体の左右方向に延びるように設けられる。
　前記メインロータは、前記胴体の上部に設けられる。
　前記第１のサイドプロペラは、第１のコード長分布を有する複数の第１のプロペラブレードを含み、前記一対の主翼部のうち、前記メインロータが前方に運動する側の主翼部に設けられる。
　前記第２のサイドプロペラは、前記第１のコード長分布とは異なる第２のコード長分布を有する複数の第２のプロペラブレードを含み、前記一対の主翼部のうち、前記メインロータが後方に運動する側の主翼部に設けられる。
　このように、第１のプロペラブレードの第１のコード長分布と、第２のプロペラブレードの第２のコード長分布とを異ならせることで、ホバリング時及び前進飛行時のいずれにおいても効率が高い条件で運転が可能なサイドプロペラを含むコンパウンドヘリコプタを提供することができる。
　上記コンパウンドヘリコプタにおいて、前記第１のコード長分布は、最大値及び最小値を含む、一定でない分布であり、前記第２のコード長分布は、最大値及び最小値を含む、一定でない分布であってもよい。
　上記コンパウンドヘリコプタにおいて、前記第１のコード長分布におけるコード長の最大値と、前記第２のコード長分布におけるコード長の最大値とが異なっていてもよい。
　上記コンパウンドヘリコプタにおいて、前記第２のコード長分布におけるコード長の最大値は、前記第１のコード長分布におけるコード長の最大値よりも大きくてもよい。
　上記コンパウンドヘリコプタにおいて、前記第２のコード長分布において、プロペラ半径位置がプロペラ半径の７０％以上９０％以下の位置でコード長が最大値とってもよい。
　上記コンパウンドヘリコプタにおいて、前記第１のコード長分布において、プロペラ半径位置がプロペラ半径の１００％の位置でコード長が最小値となってもよい。
　上記コンパウンドヘリコプタにおいて、前記第１のプロペラブレードは、第１のねじり角分布を有し、前記第２のプロペラブレードは、前記第１のねじり角分布とは異なる第２のねじり角分布を有していてもよい。
　上記コンパウンドヘリコプタにおいて、前記第１のねじり角分布におけるねじり角が、一定でなく、前記第２のねじり角分布におけるねじり角が、一定でなくてもよい。
　上記コンパウンドヘリコプタにおいて、前記第１のねじり角分布における全体でのねじり角と、前記第２のねじり角分布における全体でのねじり角とが異なっていてもよい。
　上記コンパウンドヘリコプタにおいて、前記第２のねじり下げ角分布における全体でのねじり角は、前記第１のねじり角分布における全体でのねじり角よりも小さくてもよい。
　上記コンパウンドヘリコプタにおいて、前記第１のねじり角分布における全体でのねじり角は、絶対値が２０°以上のねじり下げ角であってもよい。
　上記コンパウンドヘリコプタにおいて、前記第２のねじり角分布における全体でのねじり角は、絶対値が１０°以下のねじり下げ角、又は、絶対値が１０°以下のねじり上げ角であってもよい。
　上記コンパウンドヘリコプタにおいて、前記胴体の尾部に設けられ、前後方向の軸回りに回転可能な尾部プロペラをさらに具備していてもよい。
　上記コンパウンドヘリコプタにおいて、前記尾部プロペラは、前記第１のサイドプロペラと同一の回転速度で回転させたときに、前記第１のサイドプロペラよりも大きい推力を発生し、かつ、前記第２のサイドプロペラと同一の回転速度で回転させたときに、前記第２のサイドプロペラよりも大きい推力を発生してもよい。
　上記コンパウンドヘリコプタにおいて、前記第１のプロペラブレードは、第１の上反角を有し、前記第２のプロペラブレードは、前記第１の上反角とは異なる第２の上反角を有していてもよい。
　上記コンパウンドヘリコプタにおいて、前記第１のプロペラブレードは、第１の下反角を有し、前記第２のプロペラブレードは、前記第１の下反角とは異なる第２の下反角を有していてもよい。
　上記コンパウンドヘリコプタにおいて、前記第１のプロペラブレードは、第１の前進角を有し、前記第２のプロペラブレードは、前記第１の前進角とは異なる第２の前進角を有していてもよい。
　上記コンパウンドヘリコプタにおいて、前記第１のプロペラブレードは、第１の後退角を有し、前記第２のプロペラブレードは、前記第１の後退角とは異なる第２の後退角を有していてもよい。
　上記コンパウンドヘリコプタにおいて、前記第１のプロペラブレードは、第１のプロペラ半径を有し、前記第２のプロペラブレードは、前記第１のプロペラ半径とは異なる第２のプロペラ半径を有していてもよい。
　上記コンパウンドヘリコプタにおいて、前記第１のサイドプロペラは、第１の回転速度で回転され、前記第２のサイドプロペラは、前記第１の回転速度とは異なる第２の回転速度で回転されてもよい。
　以上のように、本技術によれば、ホバリング時及び前進飛行時のいずれにおいても効率が高い条件で運転が可能なサイドプロペラを含むコンパウンドヘリコプタを提供することができる。
本技術の第１実施形態に係るコンパウンドヘリコプタを示す正面図である。 ホバリング時におけるコンパウンドヘリコプタを示す上面図である。 前進飛行時におけるコンパウンドヘリコプタを示す上面図である。 前進側サイドプロペラにおける前進側プロペラブレードの一例を示す図である。 後退側サイドプロペラにおける後退側プロペラブレードの一例を示す図である。 前進側プロペラブレードのねじり角分布の一例を示す図である。 後退側プロペラブレードのねじり角分布の一例を示す図である。 前進側プロペラブレードのコード長分布の一例を示す図である。 後退側プロペラブレードのコード長分布の一例を示す図である。 前進飛行時におけるプロペラブレードに対する流入風角を示す図である。 プロペラブレードに対する各プロペラ半径位置での流入風角の一例を示す図である。 本実施形態の消費パワーと、比較例の消費パワーとを比較する図である。
　以下、本技術に係る実施形態を、図面を参照しながら説明する。
≪第１実施形態≫
＜全体構成及び各部の構成＞
　図１は、本技術の第１実施形態に係るコンパウンドヘリコプタ１００を示す正面図である。図２は、ホバリング時におけるコンパウンドヘリコプタ１００を示す上面図である。図３は、前進飛行時におけるコンパウンドヘリコプタ１００を示す上面図である。
　本実施形態に係るコンパウンドヘリコプタ１００は、離着陸動作、前進飛行動作、旋回動作、ホバリング動作等が可能とされている。コンパウンドヘリコプタ１００は、有人式であってもよいし、無人式であってもよい。
　図１～図３に示すように、コンパウンドヘリコプタ１００は、胴体１０と、胴体１０の左右両側に延びる一対の主翼部１１、１２と、胴体１０の尾部に設けられた尾翼部１３とを備えている。
　また、コンパウンドヘリコプタ１００は、胴体１０の上部に設けられたメインロータ２０と、左右一対の主翼部１１、１２のうち、メインロータ２０が機体の前方に運動する側の主翼部１１（左側の主翼部１１）に設けられた前進側サイドプロペラ３０（第１のサイドプロペラ：左側）と、左右一対の主翼部１１、１２のうち、メインロータ２０が機体の後方に運動する側の主翼部１２（右側の主翼部１２）に設けられた後退側サイドプロペラ４０（第２のサイドプロペラ：右側）とを備えている。また、コンパウンドヘリコプタ１００は、胴体１０の尾部に設けられた尾部プロペラ５０を備えている。
　胴体１０は、左右対称に構成されており、前方から後方に向けて、徐々に径（ＺＸ方向）が大きくなった後、徐々に径が小さくなる形状を有している。
　左側の主翼部１１と、右側の主翼部１２は、同様の形状を有しており、胴体１０に対して左右対称に構成されている。本実施形態において、左側の主翼部１１は、メインロータ２０が機体の前方に運動する側の主翼部であり（図２、図３参照）、右側の主翼部１２は、メインロータ２０が機体の後方に運動する側の主翼部である（図２、図３参照）。
　なお、ここでの例では、メインロータ２０の回転方向が時計回りとされているが、メインロータ２０の回転方向は、反時計回りとされてもよい。メインロータ２０の回転方向が、反時計回りとされる場合、右側の主翼部１２が、メインロータ２０が機体の前方に運動する側の主翼部となり、左側の主翼部１１が、メインロータ２０が機体の後方に運動する側の主翼部となる。
　尾翼部１３は、左右方向に延びる水平フィン１３ａと、水平フィン１３ａの左右の両端にされた一対の翼端フィン１３ｂとを含む。尾翼部１３は、コンパウンドヘリコプタ１００の前進飛行時において、横方向（左向き）に揚力Ｆｅを発生することが可能とされている（図３参照）。
　胴体１０の上部には、メインロータ２０を駆動するためのメイン駆動部２２が設けられている。メイン駆動部２２は、上下方向を向く回転可能なメイン駆動軸や、メイン駆動軸を回転させるための動力を発生する駆動源（エンジン）などを含む。メイン駆動軸は、胴体１０の左右方向の中心、かつ、前後方向の中央よりも前側に配置される。
　メインロータ２０は、コンパウンドヘリコプタ１００の飛行に必要な揚力を発生させる。メインロータ２０は、メイン駆動軸に取り付けられており、上下方向の軸回りを時計回り（上側から見て）に回転可能とされている。なお、上述のように、メインロータ２０の回転方向は、時計回りに限られず、反時計回りであってもよい。
　メインロータ２０は、複数のロータブレード２１を含む。ロータブレード２１は、一方向に長い矩形の形状を有しており、基端部側がメイン駆動軸に取り付けられている。ロータブレード２１は、周方向（Ｚ軸回り）に沿って等間隔で配置されており、メイン駆動軸から放射状に延びるように配置されている。なお、図に示す例では、ロータブレード２１の数が４枚とされているが、ロータブレード２１の数については特に限定されない。
　前進側サイドプロペラ３０（左側：第１のサイドプロペラ）は、左側の主翼部１１（前進側の主翼部）の翼端において、左側の主翼部１１の前方側又は後方側に設けられる。左側の主翼部１１の翼端には、前進側サイドプロペラ３０を駆動するため前進側駆動部３２が設けられている。前進側駆動部３２は、前後方向を向く回転可能な前進側駆動軸と、前進側駆動軸のピッチ角θ（Ｘ軸回り）を変化させる前進側ピッチ可変部と、前進側駆動軸を回転させる動力を発生する前進側駆動源（電動モータなどのアクチュエータ）を含む。
　前進側サイドプロペラ３０は、前進側駆動軸に取り付けられており、前後方向の軸回りを時計回り又は反時計回り（前方から見て）に回転可能とされている。
　前進側サイドプロペラ３０は、複数の前進側プロペラブレード３１（第１のプロペラブレード）を含む。前進側プロペラブレード３１は、一方向に長い所定の形状（詳細後述）を有しており、基端部側が前進側駆動軸に取り付けられている。前進側プロペラブレード３１は、周方向（Ｙ軸回り）に沿って等間隔で配置されており、前進側駆動軸から放射状に延びるように配置されている。なお、図に示す例では、前進側プロペラブレード３１の数が４枚とされているが、前進側プロペラブレード３１の数については特に限定されない。
　後退側サイドプロペラ４０（右側：第２のサイドプロペラ）は、右側の主翼部１２（後退側の主翼部）の翼端において、右側の主翼部１２の前方側又は後方側に設けられる。右側の主翼部１２の翼端には、後退側サイドプロペラ４０を駆動するため後退側駆動部４２が設けられている。後退側駆動部４２は、前後方向を向く回転可能な後退側駆動軸と、後退側駆動軸のピッチ角θ（Ｘ軸回り）を変化させる後退側ピッチ可変部と、後退側駆動軸を回転させる動力を発生する後退側駆動源（電動モータなどのアクチュエータ）を含む。
　後退側サイドプロペラ４０は、後退側駆動軸に取り付けられており、前後方向の軸回りを時計回り又は反時計回り（前方から見て）に回転可能とされている。なお、前進側サイドプロペラ３０の回転方向と、後退側サイドプロペラ４０の回転方向とは、同じであってもよいし、逆向きであってもよい。
　本実施形態では、前進側サイドプロペラ３０及び後退側サイドプロペラ４０は、別々の駆動源（電動モータ等のアクチュエータ）により駆動されており、典型的には、前進側サイドプロペラ３０は、第１の回転速度で回転され、後退側サイドプロペラ４０は、第１の回転速度とは異なる第２の回転速度で回転される。
　また、前進側サイドプロペラ３０における第１の回転速度は、可変に制御され、また、後退側サイドプロペラ４０における第２の回転速度も、可変に制御される。可変回転速度での運転は、プロペラ性能を最適化するように設定できることに加え、回転速度を遅くすることで騒音を減らすような制御も可能となる。
　後退側サイドプロペラ４０は、複数の後退側プロペラブレード４１を含む。後退側プロペラブレード４１は、一方向に長い所定の形状（詳細後述）を有しており、基端部側が後退側駆動軸に取り付けられている。後退側プロペラブレード４１は、周方向（Ｙ軸回り）に沿って等間隔で配置されており、後退側駆動軸から放射状に延びるように配置されている。なお、図に示す例では、後退側プロペラブレード４１の数が４枚とされているが、後退側プロペラブレード４１の数については特に限定されない。
　ここで、本実施形態においては、メインロータ２０の回転方向が時計回りとされているため、左側のサイドプロペラが前進側サイドプロペラ３０とされており、右側のサイドプロペラが後退側サイドプロペラ４０とされている。一方、メインロータ２０の回転方向が反時計回りとされている場合、右側のサイドプロペラが前進側サイドプロペラ３０とされ、左側のサイドプロペラが後退側サイドプロペラ４０とされる。
　尾部プロペラ５０は、胴体１０の尾部において最も後端側に設けられている（尾翼部１３よりも後方）。胴体１０の尾部の後端には、尾部プロペラ５０を駆動するため尾部側駆動部５２が設けられている。尾部側駆動部５２は、前後方向を向く回転可能な尾部側駆動軸と、尾部側駆動軸を回転させる動力を発生する尾部側駆動源（電動モータなどのアクチュエータ）を含む。
　尾部プロペラ５０は、尾部側駆動軸に取り付けられており、前後方向の軸回りを時計回り（前方から見て）に回転可能とされている。
　尾部プロペラ５０は、複数の尾部側プロペラブレード５１を含む。尾部側プロペラブレード５１は、例えば、一方向に長い矩形の形状を有しており、基端部側が尾部側駆動軸に取り付けられている。尾部側プロペラブレード５１は、周方向（Ｙ軸回り）に沿って等間隔で配置されており、尾部側駆動軸から放射状に延びるように配置されている。なお、尾部側プロペラブレード５１の数については特に限定されない。
　尾部プロペラ５０は、前進側サイドプロペラ３０と同一の回転速度で回転させたときに、前進側サイドプロペラ３０よりも大きい推力を発生することが可能とされており、かつ、後退側サイドプロペラ４０と同一の回転速度で回転させたときに、後退側サイドプロペラ４０よりも大きい推力を発生することが可能とされている。
　典型的には、尾部プロペラ５０における尾部側プロペラブレード５１は、前進側プロペラブレード３１及び後退側プロペラブレード４１よりも大きなプロペラ半径を有している。これに加えて（あるいは、これに代えて）、尾部プロペラ５０における尾部側プロペラブレード５１は、前進側プロペラブレード３１及び後退側プロペラブレード４１よりも大きな等価コード長（詳細後述）を有している。
　図２に示すように、ホバリング時において、メインロータ２０が時計回り回転することにより、機体に対しては反時計回りのロータ反トルクＭが発生する。従って、何ら対策を講じないと機体が反時計回りに回転してしまう。そこで、本実施形態では、ホバリング時において、ロータ反トルクＭを相殺するためのアンチトルクを、前進側サイドプロペラ３０及び後退側サイドプロペラ４０により発生させることとしている。
　図２に示すように、ホバリング時において、前進側サイドプロペラ３０は、前進側ピッチ可変部によりピッチ角θが例えば＋１２°に設定され、前方への推力Ｔａ１を発生する。一方、ホバリング時において、後退側サイドプロペラ４０は、後退側ピッチ可変部によりピッチ角θが例えば－１４°に設定され、後方への推力Ｔｒ１（Ｔａ１とは前後が逆向き）を発生する。
　前進側サイドプロペラ３０による前方への推力Ｔａ１及び後退側サイドプロペラ４０による後方側への推力Ｔｒ１により、ロータ反トルクＭを相殺するためのアンチトルクが発生され、機体姿勢がヨー方向で維持される。なお、前進側サイドプロペラ３０による前方への推力Ｔａ１と、後退側サイドプロペラ４０による後方側への推力Ｔｒ１とは典型的には同じとされる。
　なお、ピッチ角θは、左右方向の軸（Ｘ軸）回りの角度であり、水平方向（Ｙ軸方向）が基準（０°）とされる。また、ピッチ角θが正となるのは、駆動軸の前側が上側となる場合であり、ピッチ角θが負となるのは駆動軸の前側が下側となる場合である。
　なお、尾部プロペラ５０は、ホバリング時においては駆動されない。
　図３に示すように、前進飛行時においても、ホバリング時と同様に、メインロータ２０が時計回り回転することにより、機体に対しては反時計回りのロータ反トルクＭが発生する。従って、何ら対策を講じないと機体が反時計回りに回転してしまう。そこで、本実施形態では、ホバリング時において、ロータ反トルクＭを相殺するためのアンチトルクを、前進側サイドプロペラ３０の推力及び後退側サイドプロペラ４０の推力の差分、並びに、尾翼部１３が発生する揚力Ｆｅにより発生させることとしている。
　上述のように、本実施形態では、前進側サイドプロペラ３０及び後退側サイドプロペラ４０は、異なる回転速度での運用が可能とされている。従って、本実施形態では、アンチトルクを発生させるために、前進側サイドプロペラ３０の推力及び後退側サイドプロペラ４０の推力の差分を生じさせ易い構成となっている。
　図３に示すように、前進飛行時において、前進側サイドプロペラ３０は、前進側ピッチ可変部によりピッチ角θが例えば＋４０°に設定され、前方への推力Ｔａ２を発生する。一方、前進飛行時において、後退側サイドプロペラ４０は、後退側ピッチ可変部によりピッチ角θが例えば＋４０°に設定され、前方への推力Ｔｒ２（Ｔａ２と前後が同じ向き）を発生する。
　前進側サイドプロペラ３０による前方への推力Ｔａ２は、後退側サイドプロペラ４０による前方への推力Ｔｒ２よりも大きく、その差分（Ｔａ２－Ｔｒ２）は、ロータ反トルクＭを相殺するためのアンチトルクの一部として利用される。
　なお、前進飛行時における前進側サイドプロペラ３０にピッチ角θ（例えば、＋４０°）は、ホバリング時のピッチ角θ（１２°）よりも正の値が大きく設定される。これにより、前進側サイドプロペラ３０は、流入風角が大きい前進飛行時においても、前方への推力Ｔa２を適切に発生することができる。
　また、前進飛行時における後退側サイドプロペラ４０のピッチ角θ（例えば、＋４０°）は、ホバリング時のピッチ角θ（－１２°）とは、正負が逆であり、かつ、ホバリング時のピッチ角θよりもピッチ角θの絶対値が大きく設定される。これにより、前進飛行時における後退側サイドプロペラ４０の推力Ｔｒ２は、ホバリング時における後退側サイドプロペラ４０の推力Ｔｒ１とは向きが前後で逆となる。
　前進飛行時において、尾部プロペラ５０は、前方への推力Ｔｔを発生する。尾部プロペラ５０による前方への推力Ｔｔは、前進側サイドプロペラ３０による前方への推力Ｔａ２よりも大きく、かつ、後退側サイドプロペラ４０による前方への推力Ｔｒ２よりも大きい。
　前進飛行時において、尾翼部１３は、左方向への揚力Ｆｅを発生する。尾翼部１３による左方向への揚力Ｆｅは、ロータ反トルクＭを相殺するためのアンチトルクの一部として利用される。
　＜本技術の基本的な考え方＞
　次に、本技術の基本的な考え方について説明する。本実施形態において、コンパウンドヘリコプタ１００の前進側サイドプロペラ３０及び後退側サイドプロペラ４０は、（１）ホバリング時にメインロータ２０が発生するヨー方向のトルクを相殺するためのアンチトルクを発生すること、（２）前進飛行時に機体の前方へ推力を発生することの２種類の役割を持つ。
　ここで、前進側サイドプロペラ３０及び後退側サイドプロペラ４０は、ホバリング時においては逆向きに推力を発生する必要があり、一方で、前進飛行時においては機体前方に同じ向きに推力を発生する必要がある。従って、前進側サイドプロペラ３０及び後退側サイドプロペラ４０において運用が全く異なるので、前進側プロペラブレード３１及び後退側プロペラブレード４１の形状が同じであると、空力性能に限界があるといった問題がある。
　そこで、本実施形態においては、ホバリング時及び前進飛行時のいずれにおいても効率が高い条件で運転が可能なように、前進側プロペラブレード３１及び後退側プロペラブレード４１の形状を異ならせてその形状の最適化を図ることとしている。典型的には、本実施形態においては、前進側プロペラブレード３１及び後退側プロペラブレード４１において、コード長分布や、ねじり角分布等を異ならせることで、その形状の最適化を図っている。
　一方、上述のように、本実施形態においては、前進側サイドプロペラ３０及び後退側プロペラは、上記２種類の役割を持つため、前進側プロペラブレード３１及び後退側プロペラブレード４１において、前進飛行に特化した設計を行うことができないという問題もある。つまり、前進側プロペラブレード３１及び後退側プロペラブレード４１において、ホバリング性能を確保した設計を行うことは、前進飛行時の性能を或る程度妥協することを意味している。
　そこで、本実施形態においては、前進側サイドプロペラ３０及び後退側サイドプロペラ４０とは別に、前方への推力を発生させるための尾部プロペラ５０を設けることとし、これにより、前進飛行時において、高速での飛行を可能とすることとしている。つまり、前進飛行時においては、尾部プロペラ５０に主な推進力の発生源としての役割を担わせ、前進側サイドプロペラ３０及び後退側サイドプロペラ４０に補助的な推進力の発生源としての役割を担わせることとしている。
　以上が、本技術の基本的な考え方である。
　＜ねじり角分布及びコード長分布＞
　次に、ねじり角分布及びコード長分布について説明する。図４は、前進側サイドプロペラ３０における前進側プロペラブレード３１の一例を示す図である。図５は、後退側サイドプロペラ４０における後退側プロペラブレード４１の一例を示す図である。
　図４に示すように、プロペラ半径Ｒ１は、前進側プロペラブレード３１の長さ方向において、回転中心から先端部までの長さである。また、プロペラ半径位置ｒ１は、前進側プロペラブレード３１の長さ方向において、回転中心からの任意の位置である。また、コード長ｃ１（ｒ１）は、前進側プロペラブレード３１において、任意のプロペラ半径位置ｒ１におけるプロペラブレードの幅（回転方向において先行する側の前縁から、後続する側の後縁までの距離）である。
　また、図５に示すように、プロペラ半径Ｒ２は、後退側プロペラブレード４１の長さ方向において、回転中心から先端部までの長さである。また、プロペラ半径位置ｒ２は、後退側プロペラブレード４１の長さ方向において、回転中心からの任意の位置である。また、コード長ｃ２（ｒ２）は、後退側プロペラブレード４１において、任意のプロペラ半径位置ｒ２におけるプロペラブレードの幅（回転方向において先行する側の前縁から、後続する側の後縁までの距離）である。
　本実施形態では、典型的には、前進側プロペラブレード３１のプロペラ半径Ｒ１と、前進側プロペラブレード３１のプロペラ半径Ｒ１とは、異なるように設計されている（同じであってもよい）。
　［ねじり角分布］
　図６は、前進側プロペラブレード３１のねじり角分布の一例を示す図である。図７は、後退側プロペラブレード４１のねじり角分布の一例を示す図である。
　図６の横軸は、前進側プロペラブレード３１において、プロペラ半径Ｒ１を１とした場合のプロペラ半径位置（ｒ１／Ｒ１）を表している。また、図６の縦軸は、前進側プロペラブレード３１におけるねじり角を示している。なお、この縦軸におけるねじり角は、前進側プロペラブレード３１のねじり角が、前進側プロペラブレード３１の回転面に対して平行となる箇所が０°（基準）とされている。
　同様に、図７の横軸は、後退側プロペラブレード４１において、プロペラ半径Ｒ２を１とした場合のプロペラ半径位置（ｒ２／Ｒ２）を表している。また、図７の縦軸は、後退側プロペラブレード４１におけるねじり角を示している。なお、この縦軸におけるねじり角は、後退側プロペラブレード４１のねじり角が、後退側プロペラブレード４１の回転面に対して平行となる箇所が０°（基準）とされている。
　なお、図６及び図７において、右下がりのグラフは、前進側プロペラブレード３１及び後退側プロペラブレード４１がねじり下げとなっていることを意味している。
　ここで、本実施形態において、ねじり角分布とは、前進側プロペラブレード３１及び後退側プロペラブレード４１において、その基端部（ｒ／Ｒ≒３０％）から先端部（ｒ／Ｒ＝１００％）にかけての各プロペラ半径位置において、どのようなねじり角が付されているかの分布を意味する（図６及び図７参照）。
　また、本実施形態において、ねじり角分布におけるねじり角が一定とは、前進側プロペラブレード３１及び後退側プロペラブレード４１において、その基端部から先端部にかけての各プロペラ半径位置において、どの箇所でも同じ勾配のねじり角が付されていることを意味する（例えば、図６及び図７におけるグラフの勾配がどこでも同じ）。
　また、本実施形態において、ねじり角分布におけるねじり角が一定でないとは、前進側プロペラブレード３１及び後退側プロペラブレード４１において、その基端部から先端部にかけての各プロペラ半径位置において、少なくとも一部のねじり角の勾配が他の部分のねじり角の勾配とは異なることを意味する（例えば、図６及び図７のグラフ参照）。
　まず、図６を参照して、前進側プロペラブレード３１のねじり角分布（第１のねじり角分布）について説明する。図６に示すように、、前進側プロペラブレード３１のねじり角分布では、ねじり角が一定でない（単純な直線の右下がりのグラフでない）。
　具体的には、前進側プロペラブレード３１のねじり角分布では、プロペラ半径位置ｒ１／Ｒ１が約３０％～約９０％の範囲では、ほぼ同じ勾配のねじり下げ角が付されている。一方、約９０％～１００％の範囲においても、ほぼ同じ勾配のねじり下げ角が付されているが、約９０％～１００％の範囲でのねじり下げ角は、約３０％～約９０％の範囲のねじり下げ角よりも大きい。
　また、図６では、プロペラ半径位置ｒ１／Ｒ１が約３０％の位置（基端部）でのねじり角が約１３°であり、プロペラ半径位置ｒ１／Ｒ１が１００％の位置（先端部）でのねじり角が約－１７°であるため、前進側プロペラブレード３１のねじり角分布における全体のねじり下げ角は、約－３０°とされている。なお、典型的には、前進側プロペラブレード３１のねじり角分布における全体のねじり下げ角は、その絶対値が２０°以上とされればよい。
　なお、全体のねじり角における負の符号は、ねじり下げ（ねじり下げ角）であることを意味し、正の符号は、ねじり上げ（ねじり下げ角）であることを意味する。
　次に、図７を参照して、後退側プロペラブレード４１のねじり角分布について説明する。図７に示すように、後退側プロペラブレード４１のねじり角分布では、ねじり角が一定でない（単純な直線の右下がりのグラフでない）。
　具体的には、後退側プロペラブレード４１のねじり角分布では、プロペラ半径位置ｒ１／Ｒ１が約３０％～約７０％の範囲では、ほぼ同じ勾配のねじり下げ角が付されている。一方、プロペラ半径位置ｒ１／Ｒ１が約７０％～約９０％の範囲では、ねじり下げ角がほとんど付されていない。また、約９０％～１００％の範囲では、ほぼ同じ勾配のねじり下げ角が付されているが、約９０％～１００％の範囲でのねじり下げ角は、約３０％～約７０％の範囲のねじり下げ角よりも大きい。
　また、図７では、プロペラ半径位置ｒ１／Ｒ１が約３０％の位置（基端部）でのねじり角が約３°であり、プロペラ半径位置ｒ１／Ｒ１が１００％の位置（先端部）でのねじり角が約－３°であるため、後退側プロペラブレード４１のねじり角分布における全体のねじり下げ角は、約－６°とされている。なお、典型的には、後退側後退側プロペラブレード４１のねじり角分布における全体のねじり下げ角は、その絶対値が１０°以下とされればよい。
　ここで、図７に示す例では、後退側プロペラブレード４１のねじり角がねじり下げとされているが、後退側プロペラブレード４１のねじり角は、ねじり上げとされてもよい（なお、前進側プロペラブレード３１は、ねじり下げのみ）。この場合、典型的には、後退側プロペラブレード４１のねじり角分布における全体のねじり上げ角は、その絶対値が１０°以下とされればよい。
　ここで、後退側プロペラブレード４１にねじり下げが採用された場合、ねじり上げが採用された場合と比べて、前進飛行時の性能が向上するが、ホバリング時の性能が劣化する。逆に、後退側プロペラブレード４１にねじり上げが採用された場合、ねじり下げが採用された場合と比べて、ホバリング時の性能が向上するが、前進飛行時の性能が劣化する。
　従って、コンパウンドヘリコプタ１００が前進飛行優位の設計とされるのであれば、後退側プロペラブレード４１にねじり下げが採用される。一方で、コンパウンドヘリコプタ１００がホバリング優位の設計とされるのであれば、後退側プロペラブレード４１にねじり上げが採用される。このような観点から、後退側プロペラブレード４１に対して、ねじり下げ及びねじり下げのうちいずれかが採用されるかが適宜選択されればよい。
　ここで、図６及び図７の比較から明らかなように、本実施形態では、前進側サイドプロペラ３０のねじり角分布と、後退側サイドプロペラ４０のねじり角分布とは、異なる分布とされている。
　本実施形態では、前進側プロペラブレード３１のねじり角分布におけるねじり角（ねじり下げ角）の勾配は、後退側のねじり角分布におけるねじり角（ねじり下げ角又はねじり上げ角）の勾配よりも大きくなるように設計されている。また、本実施形態では、前進側プロペラブレード３１のねじり角分布における全体のねじり角（ねじり下げ角の絶対値）は、後退側のねじり角分布における全体のねじり角（ねじり下げ角又はねじり上げ角の絶対値）よりも大きくなるように設計されている。
　これは、以下の理由による。上述のように、前進側サイドプロペラ３０は、ホバリング時及び前進飛行時で発生する推力の向きは変わらず、常に機体前方に向けて推力を発生する。高速で前進飛行する際には前進側サイドプロペラ３０に対する軸流速度が大きいので、プロペラ性能を十分に発揮するためには、前進側サイドプロペラ３０に対して、相対的に大きなねじり下げを付加する必要がある。なお、このねじり下げは、ホバリング時におけるプロペラ性能の向上にも寄与する。
　このため、本実施形態では、前進側プロペラブレード３１のねじり角分布における全体のねじり角（ねじり下げ角の絶対値）が、後退側のねじり角分布における全体のねじり角（ねじり下げ角又はねじり上げ角の絶対値）よりも大きくなるように設定されている。
　本実施形態では、前進側プロペラブレード３１のねじり角分布における全体のねじり角（ねじり下げ角の絶対値）は、２０°以上とされている。これにより、流入風角が大きくなる前進飛行時においても、各プロペラ半径位置（ｒ１／Ｒ１）での有効迎角を、一般的に揚抗比最大となるような範囲に設定することができる。
　逆に、本実施形態では、後退側プロペラブレード４１のねじり角分布におけるねじり角（ねじり下げ角又はねじり上げ角）の勾配は、前進側のねじり角分布におけるねじり角（ねじり下げ角）の勾配よりも小さくなるように設計されている。また、本実施形態では、後退側プロペラブレード４１のねじり角分布における全体のねじり角（ねじり下げ角又はねじり上げ角の絶対値）は、前進側のねじり角分布における全体のねじり角（ねじり下げ角の絶対値）よりも小さくなるように設計されている。
　これは、以下の理由による。上述のように、後退側サイドプロペラ４０については、ホバリング時には機体後方に、前進飛行時には機体前方に推力を発生する必要があるため、飛行条件に応じて逆向きのピッチ角θが付加されることになる。このため、後退側サイドプロペラ４０の後退側プロペラブレード４１に対して大きなねじり角（ねじり下げ角又はねじり上げ角）を付加してしまうと、逆向きのピッチ角θを加えた場合に迎角が大きくなりすぎてしまい、大きな抵抗源となってしまう。
　このため、本実施形態では、後退側プロペラブレード４１のねじり角分布における全体のねじり角（ねじり下げ角又はねじり上げ角の絶対値）が、前進側のねじり角分布における全体のねじり角（ねじり下げ角の絶対値）よりも小さくなるように設計されている。
　ここで、上述のように、後退側プロペラブレード４１にねじり下げが採用された場合、前進飛行時の性能が向上するが、ホバリング時の性能が劣化し、逆に、後退側プロペラブレード４１にねじり上げが採用された場合、逆のことが起こる。後退側サイドプロペラ４０において、ホバリング時及び前進飛行時のプロペラ性能の両立を考えた場合、後退側プロペラブレード４１のねじり角分布における全体のねじり角（ねじり下げ角又はねじり上げ角の絶対値）を１０°を超える値に設定してしまうと、ホバリング時及び前進飛行時のどちらかで大きな性能劣化を起こしてしまう可能性がある。
　このため、本実施形態では、後退側プロペラブレード４１のねじり角分布における全体のねじり角（ねじり下げ角又はねじり上げ角の絶対値）は、１０°以下とされている。これにより、後退側サイドプロペラ４０において、ホバリング時及び前進飛行時のプロペラ性能の両立を図ることができる。
　［コード長分布］
　図８は、前進側プロペラブレード３１のコード長分布の一例を示す図である。図９は、後退側プロペラブレード４１のコード長分布の一例を示す図である。
　図８の横軸は、前進側プロペラブレード３１において、プロペラ半径Ｒ１を１とした場合のプロペラ半径位置（ｒ１／Ｒ１）を表している。また、図８の縦軸は、前進側プロペラブレード３１において、等価コード長Ｃｅｑ１を基準（１）とした場合のコード長ｃ１を表している。なお、等価コード長Ｃｅｑ１は、以下の式により表される。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000001
　図９の横軸は、後退側プロペラブレード４１において、プロペラ半径Ｒ２を１とした場合のプロペラ半径位置（ｒ２／Ｒ２）を表している。また、図９の縦軸は、後退側プロペラブレード４１において、等価コード長Ｃｅｑ２を基準（１）とした場合のコード長ｃ２を表している。なお、等価コード長Ｃｅｑ２は、以下の式により表される。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000002
　ここで、本実施形態において、コード長分布とは、前進側プロペラブレード３１及び後退側プロペラブレード４１において、その基端部（ｒ／Ｒ≒３０％）から先端部（ｒ／Ｒ＝１００％）にかけての各プロペラ半径位置において、どのようなコード長が設定されているかの分布を意味する（図８及び図９参照）。
　また、本実施形態において、コード長分布におけるコード長が一定とは、前進側プロペラブレード３１及び後退側プロペラブレード４１において、その基端部から先端部にかけての各プロペラ半径位置において、どの箇所でも同じコード長が設定されていることを意味する（例えば、図８及び図９におけるグラフが横一直線）。
　また、本実施形態において、コード長分布におけるコード長が一定でないとは、前進側プロペラブレード３１及び後退側プロペラブレード４１において、その基端部から先端部にかけての各プロペラ半径位置において、少なくとも一部のコード長が他の部分のコード長とは異なることを意味する（例えば、図８及び図９のグラフ参照）。
　まず、図８を参照して、前進側プロペラブレード３１のコード長分布について説明する。図８に示すように、前進側プロペラブレード３１のコード長分布のコード長ｃ１は、最大値及び最小値を含む一定でない分布である（単純な横一直線のグラフでない）。
　具体的には、前進側プロペラブレード３１のコード長分布では、コード長ｃ１／ｃｅｑ１は、プロペラ半径位置ｒ１／Ｒ１が約３０％のプロペラ位置（基端部）から約７３％の位置にかけて徐々に大きくなる。そして、コード長ｃ１／ｃｅｑ１は、プロペラ半径位置ｒ１／Ｒ１が約７３％の位置で最大値となる。
　そして、コード長ｃ１／ｃｅｑ１は、プロペラ半径位置ｒ１／Ｒ１が約７３％の位置から１００％の位置にかけて徐々に小さくなり、プロペラ半径位置ｒ１／Ｒ１が１００％の位置（先端部）で最小値となる。
　本実施形態では、前進側プロペラブレード３１のコード長ｃ１／ｃｅｑ１は、先端部側で基端部側よりも小さくなっている。前進側プロペラブレード３１の先端部側は渦の発生源となり得るので、先端部側を大きくしてしまうと、特にホバリング時に大きな抵抗となり損失源となってしまう。
　このため、本実施形態では、前進側プロペラブレード３１のコード長ｃ１／ｃｅｑ１について、先端部側を基端部側よりも小さくすることとし、先端部（ｒ１／Ｒ１＝１００％）で最小値となるようにしている。これにより、抵抗を減らすことができる。
　次に、図９を参照して、後退側プロペラブレード４１のコード長分布について説明する。図９に示すように、後退側プロペラブレード４１のコード長分布のコード長ｃ２は、最大値及び最小値を含む一定でない分布である（単純な横一直線のグラフでない）。
　具体的には、後退側プロペラブレード４１のコード長分布では、コード長ｃ２／ｃｅｑ２は、プロペラ半径位置ｒ２／Ｒ２が約３０％のプロペラ位置（基端部）から約７８％の位置にかけて徐々に大きくなる。そして、コード長ｃ２／ｃｅｑ２は、プロペラ半径位置ｒ１／Ｒ１が約７８％の位置で最大値となる。
　そして、コード長ｃ２／ｃｅｑ２は、プロペラ半径位置ｒ１／Ｒ１が約７８％の位置から１００％の位置にかけて徐々に小さくなり、プロペラ半径位置ｒ１／Ｒ１が１００％の位置（先端部）で最小値となる。
　本実施形態では、典型的には、後退側プロペラブレード４１のコード長ｃ２／ｃｅｑ２は、プロペラ半径位置ｒ２／Ｒ２が７０％以上９０％以下の範囲において最大値をとるように設計される。
　このように、後退側プロペラブレード４１の先端部側（７０％以上９０％以下）において、コード長ｃ２／ｃｅｑ２が最大値をとるように設計を行うことで、基端部側のコード長ｃ２／ｃｅｑ２を相対的に小さくすることができる。
　上述のように、後退側プロペラブレード４１においては大きなねじり角の付加は好ましくなく、典型的には、後退側プロペラブレード４１の全体のねじり角（ねじり下げ角又はねじり上げ角の絶対値）は、１０°以下に設定される。
　この場合、前進飛行時に、後退側プロペラブレード４１の基端部付近の迎角が大きくなり過ぎてしまい、抵抗源となってしまう。これを軽減するために、本実施形態では、後退側プロペラブレード４１の基端部付近（例えば、３０％～６０％）のコード長ｃ２／ｃｅｑ２を相対的に小さくし、後退側プロペラブレード４１の先端部付近（例えば、６０％～９０％）のコード長ｃ２／ｃｅｑ２を相対的に大きくすることで、抵抗源となりやすい箇所の面積を減らしている。
　これについて、詳細に説明する。図１０は、前進飛行時におけるプロペラブレード３１、４１に対する流入風角を示す図である。
　前進飛行時において、プロペラブレード３１、４１に対する実質的な流入風を考えたとき、この流入風の速度は、前進飛行速度と、プロペラブレード３１、４１の回転速度とを合成した値となる。前進飛行速度のベクトルの大きさと、プロペラブレードの回転速度のベクトルの大きさにより決定される角度を流入風角として考えることができ、適切な迎角条件を設定するためには、プロペラブレード３１、４１のピッチ角θ（制御）及びプロペラブレードのねじり角（設計）を適切に調整する必要がある。
　図１１は、プロペラブレード３１、４１に対する各プロペラ半径位置（ｒ／Ｒ）での流入風角の一例を示す図である。図１１の横軸は、プロペラブレード３１、４１において、プロペラ半径Ｒを１とした場合のプロペラ半径位置ｒ（ｒ／Ｒ）を表している。また、図１１の縦軸は、プロペラブレード３１、４１に対する流入風角を表している。また、図１１では、プロペラブレードに対する適切な迎角の一例が示されている（例えば、１０°程度）。
　プロペラブレードの基端部付近では、プロペラブレードの回転速度が小さいため、プロペラブレードに対する相対風は、前進飛行速度優位となり、流入風角は、９０°に近い値となる。これをピッチ角制御と、ねじり角の設計によって適切な迎角（１０°程度）に調整することを考えたとき、ピッチ角θ及びねじり角を加算して７０°程度動かす必要がある。
　一般的にサイドプロペラのピッチ角θの動作範囲は、性能面を考慮すると、５０°程度が限界であり、残りの２０°程度は、ねじり角で補償する必要がある。
　ここで、上述のように、前進側サイドプロペラ３０において、前進側プロペラブレード３１のねじり角（ねじり下げ角又はねじり上げ角の絶対値）は、２０°以上に設定される。従って、流入風角が大きくなる前進飛行時においても、各プロペラ半径位置での迎角を、一般的に揚抗比最大となるような範囲に設定することができる。
　一方、上述のように、後退側サイドプロペラ４０において、ホバリング時及び前進飛行時の性能の両立を考えた場合、典型的には、後退側プロペラブレード４１のねじり角（ねじり下げ角又はねじり上げ角の絶対値）は、１０°以下に設定される。
　従って、前進飛行時において、後退側プロペラブレード４１の基端部付近の迎角が大きくなり過ぎてしまい、これが抵抗源となってしまう。これのため、本実施形態では、後退側プロペラブレード４１の先端部付近（７０％以上９０％以下）において、コード長ｃ２／ｃｅｑ２が最大値をとるように設計を行うことで、後退側プロペラブレード４１の基端部付近のコード長ｃ２／ｃｅｑ２を相対的に小さくし、後退側プロペラブレード４１の先端部付近のコード長ｃ２／ｃｅｑ２を相対的に大きくしている。これにより、抵抗源となりやすい基端部付近の面積を減らすことができ、抵抗を減らすことができる。
　次に、図８及び図９の比較から明らかなように、本実施形態では、前進側サイドプロペラ３０のコード長分布と、後退側サイドプロペラ４０のコード長分布とは、異なる分布とされている。
　図４、図５、図８及び図９を参照して、本実施形態では、前進側プロペラブレード３１におけるコード長ｃ１の最大値と、後退側プロペラブレード４１におけるコード長ｃ２の最大値とは異なっており、後退側プロペラブレード４１におけるコード長ｃ２の最大値は、前進側プロペラブレード３１におけるコード長ｃ１の最大値よりも大きい。
　また、本実施形態では、前進側プロペラブレード３１におけるコード長ｃ１の最小値と、後退側プロペラブレード４１におけるコード長ｃ２の最小値とは異なっており、後退側プロペラブレード４１におけるコード長ｃ２の最小値は、前進側プロペラブレード３１におけるコード長ｃ１の最小値よりも小さい。
　また、本実施形態では、前進側プロペラブレード３１におけるコード長ｃ１の最小値及び最大値の差と、後退側プロペラブレード４１におけるコード長ｃ２の最小値及び最大値の差とは異なっており、後退側プロペラブレード４１におけるコード長ｃ２の最小値及び最大値の差は、前進側プロペラブレード３１におけるコード長ｃ１の最小値及び最小値の差よりも大きい。
　＜上反角、下反角、前進角、後退角＞
　前進側プロペラブレード３１及び前進側プロペラブレード３１の設計変数として、上反角、下反角、前進角、後退角等を加えることで、前進側プロペラブレード３１及び前進側プロペラブレード３１に流入する相対風角を変化させることができ、特に、先端部側における渦の影響を加味したプロペラ性能の最適化が可能となる。
　つまり、前進側プロペラブレード３１は、第１の上反角を有し、後退側プロペラブレード４１は、第１の上反角とは異なる第２の上反角を有していてもよい。この場合、第１の上反角は、例えば、プロペラ半径位置ｒ１／Ｒ１が５０％以上１００％未満の位置から、先端部（１００％）の位置にかけて付加される。また、第２の上反角は、例えば、プロペラ半径位置ｒ２／Ｒ２が５０％以上１００％未満の位置から、先端部（１００％）の位置にかけて付加される。
　また、前進側プロペラブレード３１は、第１の下反角を有し、後退側プロペラブレード４１は、第１の下反角とは異なる第２の下反角を有していてもよい。この場合、第１の下反角は、例えば、プロペラ半径位置ｒ１／Ｒ１が５０％以上１００％未満の位置から、先端部（１００％）の位置にかけて付加される。また、第２の上反角は、例えば、プロペラ半径位置ｒ２／Ｒ２が５０％以上１００％未満の位置から、先端部（１００％）の位置にかけて付加される。
　また、前進側プロペラブレード３１は、第１の前進角を有し、後退側プロペラブレード４１は、第１の前進角とは異なる第２の前進角を有していてもよい。この場合、第１の前進角は、例えば、プロペラ半径位置ｒ１／Ｒ１が５０％以上１００％未満の位置から、先端部（１００％）の位置にかけて付加される。また、第２の前進角は、例えば、プロペラ半径位置ｒ２／Ｒ２が５０％以上１００％未満の位置から、先端部（１００％）の位置にかけて付加される。
　また、前進側プロペラブレード３１は、第１の後退角を有し、後退側プロペラブレード４１は、第１の後退角とは異なる第２の後退角を有していてもよい。この場合、第１の後退角は、例えば、プロペラ半径位置ｒ１／Ｒ１が５０％以上１００％未満の位置から、先端部（１００％）の位置にかけて付加される。また、第２の後退角は、例えば、プロペラ半径位置ｒ２／Ｒ２が５０％以上１００％未満の位置から、先端部（１００％）の位置にかけて付加される。
＜作用等＞
　本実施形態では、前進側プロペラブレード３１のコード長分布（第１のコード長分布）と、後退側プロペラブレード４１のコード長分布（第２のコード長分布）とが異なっている。これにより、ホバリング時及び前進飛行時のいずれにおいても、プロペラ性能の高い機体の実現が可能となる。
　また、本実施形態では、前進側プロペラブレード３１のコード長の最大値と、後退側プロペラブレード４１のコード長の最大値とが異なっており、後退側プロペラブレード４１のコード長の最大値は、前進側プロペラブレード３１のコード長の最大値よりも大きい。これにより、ホバリング時及び前進飛行時のいずれにおいても、さらに、プロペラ性能が高い機体の実現が可能となる。
　また、本実施形態では、後退側プロペラブレード４１は、プロペラ半径位置ｒ２がプロペラ半径Ｒ２の７０％以上９０％以下の位置でコード長が最大値となるように設計されている。このように、後退側プロペラブレード４１の先端部側（０．７以上０．９以下）において、コード長ｃ２／ｃｅｑ２が最大値をとるように設計を行うことで、基端部側のコード長ｃ２／ｃｅｑ２を相対的に小さくすることができる。従って、後退側プロペラブレード４１の基端部付近のコード長ｃ２／ｃｅｑ２を相対的に小さくし、後退側プロペラブレード４１の先端部付近のコード長ｃ２／ｃｅｑ２を相対的に大きくすることで、抵抗源となりやすい基端部側の面積を減らすことができる。
　また、本実施形態では、前進側プロペラブレード３１は、プロペラ半径位置ｒ１がプロペラ半径Ｒ１の１００％の位置（先端部）でコード長が最小値となるように設計されている。これにより、渦の発生を抑制することができ、抵抗を減らすことができる。
　また、本実施形態では、前進側プロペラブレード３１のねじり角分布（第１のねじり角分布）と、後退側プロペラブレード４１のねじり角分布（第２のコード長分布）とが異なっている。これにより、ホバリング時及び前進飛行時のいずれにおいても、さらに、プロペラ性能が高い機体の実現が可能となる。
　また、本実施形態では、前進側プロペラブレード３１の全体でのねじり角と、後退側プロペラブレード４１の全体でのねじり角とが異なっており、後退側プロペラブレード４１の全体でのねじり角は、前進側プロペラブレード３１の全体でのねじり角よりも小さい。これにより、ホバリング時及び前進飛行時のいずれにおいても、さらに、プロペラ性能が高い機体の実現が可能となる。
　また、本実施形態では、前進側プロペラブレード３１の全体でのねじり角は、絶対値が２０°以上のねじり下げ角とされる。これにより、流入風角が大きくなる前進飛行時においても、各プロペラ半径位置（ｒ１／Ｒ１）での有効迎角を、一般的に揚抗比最大となるような範囲に設定することができる。
　また、本実施形態では、後退側プロペラブレード４１の全体でのねじり角は、絶対値が１０°以下のねじり下げ角、又は、絶対値が１０°以下のねじり上げ角とされる。これにより、後退側サイドプロペラ４０において、ホバリング時及び前進飛行時のプロペラ性能の両立を図ることができる。
　また、本実施形態では、尾部プロペラ５０が設けられている。この尾部プロペラ５０は、前進側サイドプロペラ３０と同一の回転速度で回転させたときに、前進側サイドプロペラ３０よりも大きい推力を発生し、かつ、後退側サイドプロペラ４０と同一の回転速度で回転させたときに、個体側サイドプロペラよりも大きい推力を発生する。これにより、前進飛行時において、高速での飛行が可能となる。
　また、本実施形態において、前進側プロペラブレード３１及び前進側プロペラブレード３１で、上反角、下反角、前進角、後退角等を異ならせることで、前進側プロペラブレード３１及び前進側プロペラブレード３１に流入する相対風角を変化させることができ、特に、先端部側における渦の影響を加味したプロペラ性能の最適化が可能となる。
　［比較例との比較］
　次に、比較例との比較について説明する。図１２は、本実施形態に係る前進側サイドプロペラ３０及び後退側サイドプロペラ４０が採用された場合における消費パワー（ホバリングパワー＋前進飛行パワー）と、比較例に係る前進側サイドプロペラ及び後退側サイドプロペラが採用された場合における消費パワーとを比較する図である。なお、図１２では、前進側サイドプロペラ３０及び後退側サイドプロペラ４０のそれぞれのねじり下げ角を最適化したプロペラの消費パワーを１として、本実施形態のプロペラ消費パワーを正規化して表示している。
　比較例においては、前進側プロペラブレードのコード長と、後退側プロペラブレードのコード長とは、同じであり、かつ、一定である。また、比較例においては、前進側プロペラブレードの全体のねじり角と、後退側プロペラブレードの全体のねじり角は異なっているが、そのねじり角（ねじり下げ角の勾配）は一定である。つまり、比較例では、前進側プロペラブレード及び後退側プロペラブレードにおいて、全体のねじり角の差だけで最適化が行われている。
　一方、本実施形態においては、前進側プロペラブレード３１のコード長と、後退側プロペラブレード４１のコード長とは、異なっており、かつ、一定でもない。また、前進側プロペラブレード３１の全体のねじり角と、後退側プロペラブレード４１の全体のねじり角は異なっており、かつ、そのねじり角（勾配）は一定ではない。つまり、コード長分布及びねじり角分布が最適化されている。
　図１２から明らかなように、本実施形態では、前進側サイドプロペラ３０及び後退側サイドプロペラ４０の両者において、比較例よりも消費パワーが低減していることが分かる。
　１０…胴体
　１１、１２…主翼部
　１３…尾翼部
　２０…メインロータ
　３０…前進側サイドプロペラ
　３１…前進側プロペラブレード
　４０…後退側サイドプロペラ
　４１…後退側プロペラブレード
　５０…尾部プロペラ
　１００…コンパウンドヘリコプタ

Claims (20)

  1. 　胴体と、
    　前記胴体の左右方向に延びる一対の主翼部と、
    　前記胴体の上部に設けられたメインロータと、
    　第１のコード長分布を有する複数の第１のプロペラブレードを含み、前記一対の主翼部のうち、前記メインロータが前方に運動する側の主翼部に設けられた第１のサイドプロペラと、
    　前記第１のコード長分布とは異なる第２のコード長分布を有する複数の第２のプロペラブレードを含み、前記一対の主翼部のうち、前記メインロータが後方に運動する側の主翼部に設けられた第２のサイドプロペラと
    　を具備するコンパウンドヘリコプタ。
  2. 　請求項１に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
    　前記第１のコード長分布は、最大値及び最小値を含む、一定でない分布であり、
    　前記第２のコード長分布は、最大値及び最小値を含む、一定でない分布である
    　コンパウンドヘリコプタ。
  3. 　請求項２に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
    　前記第１のコード長分布におけるコード長の最大値と、前記第２のコード長分布におけるコード長の最大値とが異なる
    　コンパウンドヘリコプタ。
  4. 　請求項３に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
    　前記第２のコード長分布におけるコード長の最大値は、前記第１のコード長分布におけるコード長の最大値よりも大きい
    　コンパウンドヘリコプタ。
  5. 　請求項２に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
    　前記第２のコード長分布において、プロペラ半径位置がプロペラ半径の７０％以上９０％以下の位置でコード長が最大値となる
    　コンパウンドヘリコプタ。
  6. 　請求項２に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
    　前記第１のコード長分布において、プロペラ半径位置がプロペラ半径の１００％の位置でコード長が最小値となる
    　コンパウンドヘリコプタ。
  7. 　請求項１に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
    　前記第１のプロペラブレードは、第１のねじり角分布を有し、
    　前記第２のプロペラブレードは、前記第１のねじり角分布とは異なる第２のねじり角分布を有する
    　コンパウンドヘリコプタ。
  8. 　請求項７に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
    　前記第１のねじり角分布におけるねじり角が、一定でなく、
    　前記第２のねじり角分布におけるねじり角が、一定でない
    　コンパウンドヘリコプタ。
  9. 　請求項８に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
    　前記第１のねじり角分布における全体でのねじり角と、前記第２のねじり角分布における全体でのねじり角とは異なる
    　コンパウンドヘリコプタ。
  10. 　請求項９に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
    　前記第２のねじり下げ角分布における全体でのねじり角は、前記第１のねじり角分布における全体でのねじり角よりも小さい
    　コンパウンドヘリコプタ。
  11. 　請求項１０に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
    　前記第１のねじり角分布における全体でのねじり角は、絶対値が２０°以上のねじり下げ角である
    　コンパウンドヘリコプタ。
  12. 　請求項１０に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
    　前記第２のねじり角分布における全体でのねじり角は、絶対値が１０°以下のねじり下げ角、又は、絶対値が１０°以下のねじり上げ角である
    　コンパウンドヘリコプタ。
  13. 　請求項１に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
    　前記胴体の尾部に設けられ、前後方向の軸回りに回転可能な尾部プロペラ
    　をさらに具備するコンパウンドヘリコプタ。
  14. 　請求項１３に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
    　前記尾部プロペラは、前記第１のサイドプロペラと同一の回転速度で回転させたときに、前記第１のサイドプロペラよりも大きい推力を発生し、かつ、前記第２のサイドプロペラと同一の回転速度で回転させたときに、前記第２のサイドプロペラよりも大きい推力を発生する
    　コンパウンドヘリコプタ。
  15. 　請求項１に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
    　前記第１のプロペラブレードは、第１の上反角を有し、
    　前記第２のプロペラブレードは、前記第１の上反角とは異なる第２の上反角を有する
    　コンパウンドヘリコプタ。
  16. 　請求項１に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
    　前記第１のプロペラブレードは、第１の下反角を有し、
    　前記第２のプロペラブレードは、前記第１の下反角とは異なる第２の下反角を有する
    　コンパウンドヘリコプタ。
  17. 　請求項１に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
    　前記第１のプロペラブレードは、第１の前進角を有し、
    　前記第２のプロペラブレードは、前記第１の前進角とは異なる第２の前進角を有する
    　コンパウンドヘリコプタ。
  18. 　請求項１に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
    　前記第１のプロペラブレードは、第１の後退角を有し、
    　前記第２のプロペラブレードは、前記第１の後退角とは異なる第２の後退角を有する
    　コンパウンドヘリコプタ。
  19. 　請求項１に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
    　前記第１のプロペラブレードは、第１のプロペラ半径を有し、
    　前記第２のプロペラブレードは、前記第１のプロペラ半径とは異なる第２のプロペラ半径を有する
    　コンパウンドヘリコプタ。
  20. 　請求項１に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
    　前記第１のサイドプロペラは、第１の回転速度で回転され、
    　前記第２のサイドプロペラは、前記第１の回転速度とは異なる第２の回転速度で回転される
    　コンパウンドヘリコプタ。
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