(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
回転駆動部のロータヘッドに取り付けられて回転する回転翼航空機のロータ・ブレードにおいて、
上記ロータヘッドに基端部が取り付けられ、１／４翼弦線がフェザリング軸上に位置し該フェザリング軸に沿って互いに平行な直線状で延在する前縁及び後縁を有する内翼部と、
該内翼部の外端に内端が連続形成され、内翼部の前縁及び後縁の外端から各々前方に変移する互いに平行な直線状の前縁及び後縁を有する前進部と、
該前進部の外端に内端が連続形成され、前進部の前縁及び後縁の外端から各々後方に変移する互いに平行な直線状の前縁及び後縁を有する後退部と、を備え、
上記フェザリング軸より前方における該フェザリング軸と１／４翼弦線とに囲まれる上記前進部及び後退部の翼面積と、上記フェザリング軸より後方において該フェザリング軸と１／４翼弦線とに囲まれる上記後退部の翼面積とが略等しいことを特徴とする回転翼航空機のロータ・ブレード。
【請求項２】
ロータ・ブレードの回転中心から上記ロータ・ブレード全長の約８０％近傍に上記前進部の内端が位置し、前進部の前縁及び後縁が上記フェザリング軸に対して１０〜２５度の前進角で延在し、後端部の前縁及び後縁がフェザリング軸に対して２０〜５０度の後退角で延在することを特徴とする請求項１に記載の回転翼航空機のロータ・ブレード。
【請求項３】
上記後退部の外端に連続形成され、後退部の前縁の外端に滑らかに連続して後退部の後退角より大なる後退角を有する翼端及び後退部の後縁に連続形成された後縁を有する翼端成形部を備えたことを特徴とする請求項１または２に記載の回転翼航空機のロータ・ブレード。
【請求項４】
上記翼端成形部の翼端の後退角は、上記フェザリング軸に対して５０〜８５度であることを特徴とする請求項３に記載の回転翼航空機のロータ・ブレード。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、回転翼航空機のロータ・ブレードに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ヘリコプター等の回転翼航空機のロータ・ブレードの平面形状は、回転翼航空機の空中停止飛行及び前進飛行中の空力作用に大きく影響する。
【０００３】
図１２は、回転翼航空機が高速前進飛行するときのロータ・ブレードの空力環境を示す図である。
【０００４】
図１２に示すように、ロータ半径Ｒのロータ・ブレードＷが角速度Ωで回転する回転翼航空機が飛行速度Ｖで前進する場合には、前進側ブレードＷａではロータ・ブレードの速度ΩＲに対して飛行速度Ｖが加算された状態になる一方、後退側ブレードＷｂではロータ・ブレードの速度ΩＲに対して飛行速度Ｖが減算された状態になり、前進側ブレードＷａと後退側ブレードＷｂでは対気速度が大きく相違し、前進側ブレードＷａ側では高マッハ数、低迎角のため遷音速領域では抵抗が少ないことが要求される一方、後退側ブレードＷｂでは低マッハ数、高迎角のため亜音速領域では失速しにくいことが要求される。特に、低騒音化の要求からロータ回転速度が比較的低く抑えられるため、後退側ブレードＷｂでの失速の回避が重要な課題になってきている。加えて、操縦系統に及ぼす荷重を低減するため空力モーメントが少ないことも重要な課題となっている。
【０００５】
例えば、図１３（ａ）に示すような矩形翼端のロータ・ブレードＷを備えた回転翼航空機が高速で飛行する場合、前進側ブレードの翼端では、対気速度が遷音速となり、強い衝撃波が発生する。この強い衝撃波によって大きな騒音が発生する。この対策として図１３（ｂ）に示すようにロータ・ブレードＷの翼端部に後退角をつけることによって対気速度を低減させて衝撃波を弱めて衝撃騒音を低減する方策がある。
【０００６】
しかし、図１３（ａ）に示す矩形翼端の場合には、風圧合力中心、換言すると翼端部の揚力Ｌの中心がロータ・ブレードＷのフェザリング軸Ｆと一致することから空力モーメントＭの発生が極力抑えられるものの、図１３（ｂ）に示すように翼端部に単純な後退角をつけた場合には、翼端部に発生する揚力Ｌの中心とフェザリング軸Ｆとが寸法ａだけずれることから、Ｌ×ａの空力モーメントＭ即ち、フェザリング軸Ｆまわりに強い頭下げモーメントＭが発生し、特に、対気速度が大きく低下する後退側ブレードにおいて、頭下げモーメントＭの発生によりブレードの迎角が減少して揚力の低下が誘発される。
【０００７】
更に、頭下げモーメントＭの発生に伴い、操縦系統に作用する荷重が増大し、機体重量の増加を招くと共に、疲労により使用耐久時間、即ち廃棄時間が制限されることがある。
【０００８】
この対策としてロータ・ブレード翼端の平面形状の高性能設計において種々の研究がなされている。
【０００９】
例えば、特開昭５６−１６７５９９号公報に開示されるロータ・ブレードＷは、図１４（ａ）にロータ・ブレードＷの翼端部の平面図を示すように、後退角及びテーパを備え、かつ同図（ｂ）にその側面図を示すように下反角δを設けることによって、空中停止飛行中の性能を改善すると共に、後退角を有する先端部分が翼前縁に対して垂直な方向のマッハ数を減じることにより前進飛行中の性能向上を図っている。
【００１０】
また、特公平３−６６１９８号公報に開示されるロータ・ブレードＷは、図１５にロータ・ブレードＷの翼端部平面図を示すように、前縁の後退開始位置に対して後縁の後退開始位置をロータ・ブレードＷの外方にずらして、前進飛行中の衝撃波を除去或いは減衰させることによって騒音の減少を可能にしている。
【００１１】
更に、特開平２−６０８９８号公報に開示されるロータ・ブレードＷは、図１６にロータ・ブレードＷの翼端部の平面図を示すように、後退した翼端部の前縁に前方に湾曲して突出したブレード・ドループＷａを設けることによって、空力モーメントを減じるようにしている。
【００１２】
【発明が解決しようとする課題】
回転翼航空機の飛行速度性能の向上には、後退側ブレードに沿う流れの剥離を抑えて失速を回避することが重要であり、特に失速回避のためには、飛行に伴い遭遇するピッチ角が刻一刻と変化する非定常状態におけるダイナミックリフト特性の確保が重要である。
【００１３】
しかし、上記特開昭５６−１６７５９号公報や特公平３−６６１９８号公報に開示されるロータ・ブレードＷにあっては、後退角によりある程度ダイナミックリフト特性に寄与することが考えられるが、翼端部に発生する揚力の中心がフェザリング軸に対してずれることから、フェザリング軸まわりのモーメントＭが発生し、十分なダイナミックリフト特性が得られないことが懸念される。また、特開平２−６０８９８号公報にあっては、後退した翼端縁を有するロータ・ブレードにおいて、前方に突出したブレード・ドループを設けることによって、空力モーメントの低減が得られるスタティックな失速限界の増加は、ある程度、ダイナミックリフト特性に寄与することは考えられるが、その複雑な形状を有するロータ・ブレードの製造は極めて困難であり、空力モーメントの調整が難しい。
【００１４】
従って、かかる点に鑑みなされた本発明の目的は、飛行速度性能向上のための失速回避としてのダイナミックリフト特性に優れた回転翼航空機のロータ・ブレードを提供することにある。
【００１５】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成する請求項１に記載の回転翼航空機のロータ・ブレードの発明は、回転駆動部のロータヘッドに取り付けられて回転する回転翼航空機のロータ・ブレードにおいて、上記ロータヘッドに基端部が取り付けられ、１／４翼弦線がフェザリング軸上に位置し該フェザリング軸に沿って互いに平行な直線状で延在する前縁及び後縁を有する内翼部と、該内翼部の外端に内端が連続形成され、内翼部の前縁及び後縁の外端から各々前方に変移する互いに平行な直線状の前縁及び後縁を有する前進部と、該前進部の外端に内端が連続形成され、前進部の前縁及び後縁の外端から各々後方に変移する互いに平行な直線状の前縁及び後縁を有する後退部と、を備え、上記フェザリング軸より前方における該フェザリング軸と１／４翼弦線とに囲まれる上記前進部及び後退部の翼面積と、上記フェザリング軸より後方において該フェザリング軸と１／４翼弦線とに囲まれる上記後退部の翼面積とが略等しいことを特徴とする。
【００１６】
請求項１の発明によると、前進部と後退部の各前縁の連続部分が前方に突出し、かつこの突出部から後退部の前縁が後退せしめられ、この後退角によって後退側ブレードの衝撃波が弱められて騒音の低減が得られ、かつ剥離による失速が回避されると共に、後退角を設けることによって発生する頭下げ方向のモーメントは、前進部と後退部の連続部分付近が前進方向に突出することによって発生する頭上げ方向のモーメントによって相殺され、或いは極めて抑制される。
【００１７】
特に、１／４翼弦線がフェザリング軸上に位置し、フェザリング軸より前方におけるフェザリング軸と１／４翼弦線とに囲まれる前進部及び後体部の翼面積と、フェザリング軸より後方において該フェザリング軸と１／４翼弦線とに囲まれる後退部の翼面積とを略等しく設定することから、対気速度が大きく低下する後退側ブレードにおいても、頭下げモーメントの発生が回避乃至極めて抑制されてブレードの迎角が減少することなく前進側ブレードに釣り合う揚力が確保できる
【００１８】
また、頭下げモーメントの発生回避乃至極めて発生が抑制されることから、ロータ強度の向上及び振動の低減がもたらされ、操縦系統に作用する荷重が減少して安定した使用が可能になり、使用耐久性が確保される。更に、ロータ・ブレードを形成する内翼部、前進部、後退部の各前縁及び後縁が互いに平行で略直線状に形成されることから、ロータ・ブレード全体の形状が比較的単純な形状であり、製造の簡素化及び製造コストの低減がもたらされる。
【００１９】
請求項２に記載の発明は、請求項１の回転翼航空機のロータ・ブレードにおいて、ロータ・ブレードの回転中心から上記ロータ・ブレード全長の約８０％近傍に上記前進部の内端が位置し、前進部の前縁及び後縁が上記フェザリング軸に対して１０〜２５度の前進角で延在し、後退部の前縁及び後縁がフェザリング軸に対して２０〜５０度の後退角で延在することを特徴とする。
【００２０】
請求項２の発明は、請求項１のロータ・ブレードにおいて、ロータ・ブレードの回転中心からロータ・ブレード全長の約８０％近傍に前進部の内端を位置せしめ、前進部をフェザリング軸に対して１０〜２５度の前進角で、また後退部をフェザリング軸に対して２０〜５０度の後退角に設定することによって、ダイナミックリフト効果が効率的にもたらされ、請求項１の効果がより効果的に達成できる。
【００２１】
請求項３に記載の発明は、請求項１または２の回転翼航空機のロータ・ブレードにおいて、上記後退部の外端に連続形成され、後退部の前縁の外端に滑らかに連続して後退部の後退角より大なる後退角を有する翼端及び後退部の後縁に連続形成された後縁を有する翼端成形部を備えたことを特徴とする。
【００２２】
請求項３の発明によると、翼端成形部を備えることによって、定常状態及び非定常状態においてより効率的に最大揚力係数の増大が得られる。
【００２３】
請求項４に記載の発明は、請求項３の回転翼航空機のロータ・ブレードにおいて、上記翼端成形部の翼端の後退角は、上記フェザリング軸に対して５０〜８５度であることを特徴とする。
【００２４】
請求項４の発明は、請求項３のロータ・ブレードにおいて、翼端成形部の翼端の後退角を５０〜８５度に設定することで、より効率的に最大揚力係数の増大が得られる。
【００２９】
【発明の実施の形態】
次に、本発明による回転翼航空機のロータ・ブレードの実施の形態を図によって説明する。
【００３０】
（第１実施の形態）
本発明による回転翼航空機のロータ・ブレードの第１実施の形態を図１乃至図９によって説明する。
【００３１】
図１は、本実施の形態によるロータ・ブレード１０の概要を示す平面図であり、ロータ・ブレード１０は、基端部１１と内翼部１２と翼端部１３を備え、基端部１１はロータ・ブレード１０を回転駆動するロータヘッド（図示せず）に取り付ける部材であり、内翼部１２は基端部１１から直線状に延在し、かつ互いに平行な前縁１２ａ及び後縁１２ｂを有する。内翼部１２の翼弦長Ｃ１は前縁１２ａと後縁１２ｂとの距離によって定義され、翼弦長Ｃ１の前縁１１ａから１／４、即ち１／４翼弦線１２ｃの位置にフェザリング軸Ｆが設定されている。
【００３２】
翼端部１３は、内翼部１２に順次連続形成された前進部１４、後退部１５、翼端整形部１６を有し、ロータ・ブレード１０の回転中心０から後退部１５の外端までの距離の約８０〜１００％の間に前進部１４及び後退部１５が形成される。
【００３３】
翼端部１３は、図２に図１のＡ部拡大図を示すようにロータ・ブレード１０の回転中心０から後退部１５の外端までの距離の約８０％付近において内翼部１２の外端に内端が連続形成されると共に、フェザリング軸Ｆに対して約１０〜２５度の前進角θで前方に向かうように設けられた前進部１４と、前進部１４の外端に内端が連続形成され、かつフェザリング軸Ｆに対して２０〜５０度の後退角φで後方に向かうように延設された後退部１５及び翼端整形部１６によって平面視略中間部が前方に突出する略Ｌ字状に形成されている。
【００３４】
換言すると、前進部１４の前縁１４ａ及び後縁１４ｂは、回転中心０から翼長の約８０％の位置において内翼部１２の前縁１２ａ、後縁１２ｂの端部から各々１０〜２５度の前進角θで互いに平行に直線状に延在され、翼弦長Ｃ２は内翼部１２の翼弦長Ｃ１と略等しく設定されている。
【００３５】
後退部１５の前縁１５ａ及び後縁１５ｂは、フェザリング軸Ｆに対して２０〜５０度の後退角φで後方に向くように前進部１４の前縁１４ａ及び後縁１４ｂの外端に連続して平行に延在され、翼弦長Ｃ３は前進部１４の翼弦長Ｃ２と略等しく設定されている。
【００３６】
翼端部１３の１／４翼弦線１３ａは、回転中心０から翼長の８０％の位置から前進部１４の前縁１４ａと平行にフェザリング軸Ｆに対して１０〜２５度の前進角θで前方に延在し、かつ後退部１５の前縁１５ａと平行にフェザリング軸Ｆに対して２０〜５０度の後退角φで後方に向くように折曲して延在すると共に、フェザリング軸Ｆより前側におけるフェザリング軸Ｆと１／４翼弦線１３ａによって囲まれた前方領域の翼面積Ｓｆと、フェザリング軸Ｆより後側におけるフェザリング軸Ｆと１／４翼弦線１３ａによって囲まれた後退部１５の翼面積Ｓｒとは、略同一面積に設定されている。
【００３７】
翼端整形部１６は、後退部１５の前縁１５ａに滑らかに連続すると共にフェザリング軸Ｆに対して５０〜８５度の後退角ψで後方に向かうように延設される翼端１６ａを有する一方、後縁１６ｂは後退部１５の後縁１５ｂに連続してフェザリング軸Ｆと平行配置されて上記翼弦長Ｃ１の１０〜５０％の翼弦長を有している。
【００３８】
翼端整形部１６の断面形状は、図２のＩ−Ｉ線断面及びＩＩ−ＩＩ線断面を各々図３（ａ）及び（ｂ）に示すように、後退部１５の外端と、翼端１６ａを結んだ円錐曲線で形成され、後縁１６ｂの近傍は翼弦方向において後退部１５と同様の断面形状に設定されている。
【００３９】
この様に形成されたロータ・ブレード１０によると、翼端部１３において前進部１４と後退部１５の各前縁１４ａと１５ａの連続部分１３ｂが前方に突出して、その突出部ａから後退部１５の前縁１５ａが２０〜５０度の後退角φで後退せしめられ、この傾斜角によって後退側ブレードの衝撃波が弱められて騒音の低減が得られると共に、剥離による失速が回避され、更に後退角ψが５０〜８５度の急角度で形成された翼端整形部１６で衝撃波に起因する後退側ブレードの剥離による失速が回避される。
【００４０】
しかし、後退角を設けることによって、例えば図２のＩＩＩ−ＩＩＩ線断面を図４（ａ）に示すように、翼端部１３の端部付近に発生する揚力Ｌ１の中心がフェザリング軸Ｆの後方にずれることから、空力モーメントＭ１即ち、フェザリング軸Ｆまわりに頭下げ方向のモーメントＭ１が発生する。
【００４１】
一方、１０〜２５度の前進角θで前方に前進部１４が突出することによって、前進部１４と後退部１５の連続部分付近が前進方向に突出することによって、図２のＩＶ−ＩＶ線断面を図４（ｂ）に示すように、この連続部分１３ｂの付近に発生する揚力Ｌ２の中心とフェザリング軸Ｆの前方にずれることから、空力モーメントＭ２即ち、フェザリング軸Ｆまわりに頭上げ方向のモーメントＭ２が発生する。
【００４２】
ここで、フェザリング軸Ｆより前側におけるフェザリング軸Ｆと１／４翼弦線１３ａによって囲まれた翼面積Ｓｆと、フェザリング軸Ｆより後側におけるフェザリング軸Ｆと１／４翼弦線１３ａによって囲まれた後退部の翼面積Ｓｒが略同一面積に設定されることから、フェザリング軸Ｆまわりの頭下げ方向のモーメントＭ１と頭上げ方向のモーメントＭ２とが互いに相殺されてフェザリング軸Ｆまわりのモーメントの発生が回避乃至頭下げ方向のモーメントＭ１の発生が極めて抑制される。
【００４３】
この結果、特に、対気速度が大きく低下する後退側ブレードにおいても、頭下げ方向のモーメントＭ１の発生が回避乃至極めて抑制されてブレードの迎角が減少することなく、前進側ブレードと同等或いは略同等の揚力が確保できる。
【００４４】
また、頭下げ方向のモーメントＭ１の発生回避乃至極めて発生が抑制されることから、ロータ荷重の低減及び振動の低減がもたらされて安定した使用が可能になり、かつ操縦系統に作用する荷重が減少し、機体重量の増加を回避することが可能になると共に、使用耐久時間、即ち廃棄時間の長期化が得られる。
【００４５】
更に、ロータ・ブレード１０を形成する内翼部１２の前縁１２ａ、後縁１２ｂ、翼端部１３を形成する前進部１４の前縁１４ａ、１４ｂ、後退部１５の前縁１５ａ、後縁１５ｂが略直線状に形成され、かつ急激な形状変化がなくロータ・ブレード１０全体の形状が比較的単純形状であり、製造の簡素化及び製造コストの低減がもたらされる。
【００４６】
次に、図５乃至図９によって、従来のロータ・ブレードと本実施の形態によるロータ・ブレードとを、風洞試験結果によるダイナミックリフト特性によって比較する。
【００４７】
図５は、風洞試験に使用されたロータ・ブレードの概要を示す平面図であり、（ａ）は矩形翼端を有するロータ・ブレード２１の平面図、（ｂ）は、内翼部２２ａに３０度の後退角φの翼端部２２ｂを有するロータ・ブレード２２の平面図、（ｃ）は、本実施の形態のロータ・ブレード１０において、翼端整形部１６を省略したロータ・ブレード２３の平面図であって、前進部１４の前進角θが１５度、後退部１５の後退角φが３０度である。同図（ｄ）は本実施の形態のロータ・ブレード１０の平面図であって、前進部１４の前進角θが１５度、後退部１５の後退角φが３０度、翼端整形部１６の後退角ψが６０度である。
【００４８】
図６は、図５（ａ）に示すような矩形の翼端を有するロータ・ブレード２１の翼端におけるダイナミックリフト効果の風洞試験結果を示す「迎角αー揚力係数ＣＬ  関係図（ＣＬ  ＝Ｌ／（ｑ・ｓ）、Ｌ：揚力、ｑ：動圧、ｓ：基準面積）」であり、図７は図５（ｂ）に示す３０度の後退角を有するロータ・ブレード２２の翼端におけるダイナミックリフト効果の風洞試験結果を示す「迎角αー揚力係数ＣＬ  関係図」であり、各々点線が風速４０ｍ／ｓ下の定常状態におかれた場合の特性、実線が風速４０ｍ／ｓでかつ、１／４翼弦長位置でフェザリング軸回りに加振振動数１ＨＺ  で加振している非定常状態におかれた場合の特性を示している。
【００４９】
図５（ａ）に示す矩形翼端のロータ・ブレード２１及び図５（ｂ）に示す後退角を有するロータ・ブレード２２において、各々ダイナミックリフト効果により定常状態に比べ非定常状態の方が失速が遅れ、かつ矩形翼端のロータ・ブレード２１に比べ後退角を有するロータ・ブレード２２がより大なる最大揚力係数を得ていることがわかる。
【００５０】
図８は、図５（ｃ）に示すロータ・ブレード１０において翼端整形部１６を省略した形状のロータ・ブレード２３の翼端におけるダイナミックリフト効果の風洞試験結果を示す「迎角αー揚力係数ＣＬ  関係図」であり、図９は図５（ｄ）に示す翼端整形部を備えた回転翼１０におけるダイナミック効果の風洞試験結果を示す「迎角αー揚力係数ＣＬ  関係図」であり、各々点線が風速４０ｍ／ｓ下の定常状態におかれた場合の特性、実線が風速４０ｍ／ｓでかつ、１／４翼弦長位置でフェザリング軸まわりに加振振動数１ＨＺ  で加振している非定常状態におかれた場合の特性を示している。
【００５１】
図５（ｃ）に示すロータ・ブレード２３及び図５（ｄ）に示すロータ・ブレード１０において、各々ダイナミックリフト効果により定常状態に比べ非定常状態の方が失速が遅れ、図５（ｂ）に示すロータ・ブレード２２と同様に、図５（ａ）に示すロータ・ブレード２１に比べ図５（ｃ）に示すロータ・ブレード２３がより大なる最大揚力係数を得ると共に、図５（ｃ）に示すロータ・ブレード２３に比べ図５（ｄ）に示すロータ・ブレード１０がより大なる最大揚力係数を得ている。
【００５２】
ここで、図５（ｃ）に示すロータ・ブレード２３と図５（ｄ）に示すロータ・ブレード１０の基準面積は、内翼部１２、前進部１４、後退部１５により形成される同一の基準面積を有しているため、翼端整形部１６を備えた図５（ｄ）に示すロータ・ブレード１０の翼面積が約６％大きくその分揚力係数が大きくなるが、図８及び図９に示すように翼端整形部１６を備えた図５（ｄ）に示すロータ・ブレード１０が図５（ｃ）に示すロータ・ブレード２３に対し、定常状態及び非定常状態において各々１２％以上の更なる大きな最大揚力係数が得られ、翼端整形部１６を備えることによりより効率的に最大揚力係数の増大が得られることがわかる。
【００５３】
（第２実施の形態）
本発明による回転翼航空機のロータ・ブレードの第２実施の形態を図１０及び図１１によって説明する。なお、図１０及び図１１に上記図１乃至図３と対応する部分に同一符号を付することで該部の詳細を省略して異なる部分を主に説明する。
【００５４】
図１０は、上記第１実施の形態の図２に対応するロータ・ブレード１０の翼端部１３を示す平面図であり、図１１は図１０のＢ矢視図である。
【００５５】
このロータ・ブレード１０は、内翼部１２と翼端部１２を有し、翼端部１３はフェザリング軸Ｆに対して約１０〜２５度の前進角θをもって延在する前進部１４と、前進部１４の外端からフェザリング軸Ｆに対して２０〜５０度の後退角φで延設された後退部１５及び翼端整形部１６をによって形成されて、第１実施の形態と同様な平面形状を有している。
【００５６】
翼端整形部１６は、図１１に示すように約２０度の下反角δをもって後退部１５の外端に連続形成されている。
【００５７】
従って、本実施の形態によるロータ・ブレード１０は、第１実施の形態に加え、翼端整形部１６が下反角δを有することから、空中停止飛行中において、ロータ・ブレードにより発生する翼端渦が翼端成形部１６によって積極的に下方に放出され、先行するロータ・ブレードによって発生した翼端渦と後続のロータ・ブレードとの干渉が回避されてＢＶＩ騒音の発生が減少すると共に、空中停止飛行の安定性が向上する。
【００５８】
【発明の効果】
以上説明した本発明の回転翼航空機のロータ・ブレードによると、前進部と後退部の各前縁の連続部分が前方に突出し、後退部の前縁が後退せしめられ、この後退角によって後退側ブレードの衝撃波が弱められて騒音の低減が得られ、剥離による失速が回避されると共に、後退角を設けることによって発生する頭下げ方向のモーメントが、前進方向に突出する前進部と後退部の連続部分付近によって発生する頭上げ方向のモーメントによって相殺され、或いは極めて抑制される。従って対気速度が大きく低下する後退側ブレードにおいても、頭下げモーメントの発生が回避乃至極めて抑制されてブレードの迎角が減少することなく前進側ブレードと釣り合う揚力が確保できる。
【００５９】
また、ロータ荷重の低減及び振動の低減がもたらされ、操縦系統に作用する荷重が減少して安定した使用が可能になり、使用耐久性が確保されると共に、ロータ・ブレードを形成する内翼部、前進部、後退部の各前縁、後縁が略直線状に形成されることから、ロータ・ブレード全体の形状が比較的単純形状で構成され製造の簡素化及び製造コストの低減がもたらされる。
【００６０】
特に、フェザリング軸上に上記内翼部の１／４翼弦線が位置し、かつ内翼部の１／４翼弦線の延長線より前方において該内翼部の１／４翼弦線の延長線と前進部の１／４翼弦線と後退部の１／４翼弦線に囲まれた翼面積と、内翼部の１／４翼弦線の延長線より後方において該内翼部の１／４翼弦線の延長線と後退部の１／４翼弦線に囲まれた後退部の翼面積とが略等しく設定することによって、頭下げ方向のモーメントの発生が効率的に回避乃至極めて抑制されて、より揚力が確保できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による回転翼航空機のロータ・ブレードの第１実施の形態の概要を示す回転翼羽根の平面図である。
【図２】図１のＡ部拡大図である。
【図３】翼端整形部の断面形状を示す説明図であり、（ａ）は、図２のＩーＩ線断面図、（ｂ）は図２のＩＩーＩＩ線断面図である。
【図４】ロータ・ブレードに作用する空力モーメントの説明図であり、（ａ）は図２のＩＩＩーＩＩＩ線断面部に作用する空力モーメントの説明図、（ｂ）は、図２のＩＶーＩＶ線断面部に作用する空力モーメントの説明図である。
【図５】風洞試験に使用されたロータ・ブレードの概要を示す平面図であり、（ａ）は、矩形翼端を有するロータ・ブレードの平面図、（ｂ）は、後退角を有するロータ・ブレードの平面図、（ｃ）は、本実施の形態のロータ・ブレードにおいて、翼端整形部を省略したロータ・ブレードの平面図で、（ｄ）は本実施の形態の翼端整形部を有するロータ・ブレードの平面図である。
【図６】図５（ａ）に示すロータ・ブレードの翼端部におけるダイナミックリフト効果の風洞試験結果を示す迎角ー揚力係数関係図である。
【図７】図５（ｂ）に示すロータ・ブレードの翼端部におけるダイナミックリフト効果の風洞試験結果を示す迎角ー揚力係数関係図である。
【図８】図５（ｃ）に示すロータ・ブレードの翼端部におけるダイナミックリフト効果の風洞試験結果を示す迎角ー揚力係数関係図である。
【図９】図５（ｄ）に示すロータ・ブレードの翼端部におけるダイナミックリフト効果の風洞試験結果を示す迎角ー揚力係数関係図である。
【図１０】本発明による回転翼航空機のロータ・ブレードの第２実施の形態を示す翼端部の平面図である。
【図１１】図１０のＢ矢視図である。
【図１２】回転翼航空機の高速前進飛行するときのロータ・ブレードの空力環境を示す図である。
【図１３】従来のロータ・ブレードの説明図であり、（ａ）は矩形翼端のロータ・ブレードの平面図、（ｂ）は後退角を有するロータ・ブレードの平面図である。
【図１４】従来のロータ・ブレードの説明図であり、（ａ）は翼端部の平面図、（ｂ）はその側面図である。
【図１５】従来のロータ・ブレードの平面図である。
【図１６】従来のロータ・ブレードの平面図である。
【符号の説明】
１０    ロータ・ブレード
１１    基端部
１２    内翼部
１２ａ  前縁
１２ｂ  後縁
１２ｃ  １／４翼弦線
１３    翼端部
１３ａ  １／４翼弦線
１４    前進部
１４ａ  前縁
１４ｂ  後縁
１５    後退部
１５ａ  前縁
１５ｂ  後縁
１６    翼端整形部
１６ａ  翼端
１６ｂ  後縁
Ｆ    フェザリング軸
０    回転中心
θ    前進角
φ    後退角
ψ    後退角
δ    下反角
Ｓｆ    フェザリング軸と翼端部の１／４翼弦線とによって囲まれた翼面積
Ｓｒ    フェザリング軸と翼端部の１／４翼弦線とによって囲まれた翼面積
Ｌ１    翼端部の端部付近に発生する揚力
Ｍ１    空力モーメント
Ｌ２    連続部分の付近に発生する揚力
Ｍ２    空力モーメント
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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