(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
回転駆動部のローターヘッドに基端部が取り付けられた回転翼航空機の回転翼羽根において、
上記回転翼羽根は、
基端部が回転駆動部のローターヘッドに取り付けられた主翼と、
この主翼の先端部に設けられた副翼とを備え、
上記主翼および副翼は、
それぞれ前縁よりも後縁が翼端外側に延長されてなり、
上記副翼は、
主翼の前縁に連続する前縁と、主翼の翼弦長よりも短い翼弦長とを有し、
その翼幅の後縁が、上記主翼の翼弦長の０〜５０％で０でない長さだけ、主翼の後縁よりも翼端外側に延長されてなることを特徴とする回転翼航空機の回転翼羽根。
【請求項２】
上記主翼および副翼は、
それぞれ０〜３０°の下反角を有することを特徴とする請求項１記載の回転翼航空機の回転翼羽根。
【請求項３】
上記副翼は、
上記主翼の翼弦長の１０〜３０％の翼弦長を有することを特徴とする請求項１または２記載の回転翼航空機の回転翼羽根。
【請求項４】
上記副翼は、
上記主翼に対して−５°〜５°の取付け角を有することを特徴とする請求項１、２または３記載の回転翼航空機の回転翼羽根。
【請求項５】
上記副翼は、
上記主翼に対して後退していることを特徴とする請求項１、２、３または４記載の回転翼航空機の回転翼羽根。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、回転翼航空機の回転翼羽根に関し、特に、回転翼航空機の着陸時などに発生する騒音の低減を図り、かつ、前進飛行時などにおける遷音速特性を向上させた回転翼航空機の回転翼羽根に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来より、物資の輸送、人命救助、国防などの種々の分野において、回転翼航空機が利用されている。この回転翼航空機が着陸する際などには、図１３に示すように、先行する回転翼羽根１００ａの翼端から発生する翼端渦１０１と、後続する回転翼羽根１００ｂとが干渉することによって騒音が発生する。この騒音は、ＢＶＩ（Blade Vortex Interaction）騒音と呼ばれている。
【０００３】
上記したＢＶＩ騒音の要因の一つとなる翼端渦の強さは、回転翼羽根の翼端形状に影響されることがわかっている。従来は、この回転翼羽根の翼端形状は矩形形状とされていたが、上記したＢＶＩ騒音を低減するため、特開平４−２６２９９４号公報に記載のヘリコプターロータブレードが提案された（図１４参照）。これは、ベース翼１１１の先端に、ベース翼１１１の中央部の翼弦長の５０％よりも大きな平均翼弦長と翼幅長を有する先端羽根１１２を設けたものである。
【０００４】
上記したヘリコプターロータブレードでは、ベース翼１１１および先端羽根１１２によって２つのほぼ等しい強さの翼端渦１１１ａおよび１１２ａを分割させて発生させ、先行する翼端渦と後続する回転翼羽根との干渉を防ごうとするものである。
【０００５】
しかし、上記したヘリコプターロータブレードでは、分割発生させた２つの翼端渦１１１ａおよび１１２ａが積極的に干渉し合わないため、これら２つの翼端渦は拡散し難く、十分にＢＶＩ騒音を低減させることができないという欠点があった。また、上記ヘリコプターロータブレードの先端羽根１１２は、その翼幅が比較的長いため、その翼根部の強度を特に高める必要があった。
【０００６】
上記ヘリコプターロータブレードにおける欠点を解消したものとして、特開平４−３１４６９３号公報に記載の回転翼が挙げられる（図１５参照）。この回転翼は、ブレード１２１の先端にのこぎり状の歯部１２２を形成し、翼端渦１２３をこの歯部に沿って放出させて、歯部１２２の数だけ翼端渦１２３を分割して弱くするというものである。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、回転翼航空機が前進飛行する際には、前進側回転翼羽根には、その回転速度に飛行速度が加算される。このため、回転翼羽根の対気速度が遷音速域に突入する、すなわち、回転翼羽根の表面の一部で対気速度が音速を超える、という状況が発生する場合がある。かかる場合には、回転翼羽根の表面の一部で衝撃波が発生して急激に抵抗が増大し、飛行状態に悪影響を及ぼすことがある。従って、回転翼航空機においては、上記したＢＶＩ騒音を低減させる、という課題とともに、遷音速状態下における飛行特性を向上させるという課題を解決する必要がある。
【０００８】
上記したのこぎり状の歯部１２２を有するブレード１２１は、歯部１２２によって翼端渦を弱めることはできるが、上記した遷音速状態下における飛行特性という観点からみた場合、十分でなかった。すなわち、上記したブレード１２１の翼端の平面形状は全体として矩形形状を呈するため、上記した遷音速状態下においては依然として衝撃波が発生し、飛行特性の向上は改善されていなかった。
【０００９】
本発明の課題は、回転翼航空機において、着陸時などに発生するＢＶＩ騒音を十分に低減するとともに、前進飛行時などの際に回転翼羽根の対気速度が遷音速域に達した場合の飛行特性を向上させることである。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
以上の課題を解決するため、請求項１記載の発明は、例えば、図１に示すように、
回転駆動部のローターヘッドに基端部が取り付けられた回転翼航空機の回転翼羽根１０において、上記回転翼羽根１０は、基端部が回転駆動部のローターヘッドに取り付けられた主翼１１と、この主翼１１の先端部に設けられた副翼１２とを備え、上記主翼１１および副翼１２は、それぞれ前縁１１ａ（１２ａ）よりも後縁１１ｂ（１２ｂ）が翼端外側に延長されてなり、上記副翼１２は、主翼１１の前縁１１ａに連続する前縁１２ａと、主翼１１の翼弦長ｃよりも短い翼弦長ｃ１とを有し、その翼幅の後縁が、上記主翼１１の翼弦長ｃの０〜５０％で０でない長さｂ１だけ、主翼１１の後縁よりも翼端外側に延長されてなることを特徴とする。
【００１１】
請求項１記載の発明によれば、主翼１１の先端部に特定の形状の副翼１２を設けることで、副翼１２の翼端から発生する翼端渦と、主翼１１の翼端から発生する翼端渦との２つの弱い翼端渦に分割して発生させることができる。これら２つの翼端渦は、相互に近接しているため、積極的に干渉し合い、相互に弱められた上で拡散されることとなる。
【００１２】
この結果、回転翼航空機が着陸する際には、先行する回転翼羽根１０の翼端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根１０と干渉する前に積極的な相互干渉によって弱められる。従って、ＢＶＩ騒音は格段に低減されることとなる。
【００１３】
また、請求項１記載の発明によれば、主翼１１、副翼１２ともに、前縁１１ａ（１２ａ）よりも後縁１１ｂ（１２ｂ）の方が翼端外側に延長されているため、前縁１１ａ（１２ａ）の先端と後縁１１ｂ（１２ｂ）の先端とが、直線状または曲線状の翼端縁で接続されて、後退角が設けられることとなる。それゆえ、図５に示すように、主翼１１、副翼１２の翼端縁に対して垂直な方向の対気速度を小さくすることができ、衝撃波の発生を従来の回転翼羽根よりも遅らせることができる。すなわち、従来の回転翼羽根では衝撃波が発生して抵抗が増大するような速度に達した場合でも、通常の飛行特性を維持することができる。
【００１４】
請求項２記載の発明は、請求項１記載の回転翼航空機の回転翼羽根において、例えば、図１および図９に示すように、上記副翼１２は、その翼幅が、上記主翼１１の翼弦長ｃの０〜５０％の長さｂ１だけ、主翼１１の翼幅よりも翼端外側に延長されてなることを特徴とする。
【００１５】
さらに、請求項１記載の発明によれば、副翼１２の翼幅を、主翼１１の翼幅よりも特定の長さｂ１だけ翼端外側に突出させることにより、この副翼１２の翼端から発生する翼端渦と、主翼１１の翼端から発生する翼端渦とを、特定の距離だけ離隔させた状態で発生させることができる。この結果、これら２つの翼端渦をさらに積極的に相互に干渉させて弱めることができる。
【００１６】
請求項２記載の発明は、請求項１記載の回転翼航空機の回転翼羽根において、例えば、図７に示すように、上記主翼１１および副翼１２は、それぞれ０〜３０°の下反角δ１、δ２を有することを特徴とする。
【００１７】
請求項２記載の発明によれば、主翼１１および副翼１２がそれぞれ下反角δ１、δ２を有することにより、回転翼羽根１０の翼端から発生する翼端渦が下方へと放出される。このため、先行する回転翼羽根１０の翼端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根１０と干渉し難くなり、この結果、ＢＶＩ騒音はより一層効果的に低減されることとなる。
【００１８】
また、請求項２記載の発明によれば、回転翼羽根１０の翼端から発生する翼端渦が下方へと放出されるため、翼端渦により誘導された流れによる後続回転翼羽根での部分的失速を抑制することができる。この結果、回転翼駆動の際のエネルギー損失を低減させることができ、回転翼航空機を空中停止させる際のホバリング性能を向上させることができる。
【００１９】
請求項３記載の発明は、請求項１記載の回転翼航空機の回転翼羽根において、例えば、図１および図９に示すように、上記副翼１２は、上記主翼１１の翼弦長ｃの１０〜３０％の翼弦長ｃ１を有することを特徴とする。
【００２０】
請求項３記載の発明によれば、副翼１２の翼弦長ｃ１を特定の長さに設定することにより、翼端渦の強さを調節することができ、この副翼１２の翼端から発生する翼端渦と、主翼１１の翼端から発生する翼端渦とを、より効果的に干渉させて弱めることができる。
【００２１】
請求項４記載の発明は、請求項１記載の回転翼航空機の回転翼羽根において、例えば、図８に示すように、上記副翼１２は、上記主翼１１に対して−５°〜５°の取付け角θを有することを特徴とする。
【００２２】
請求項４記載の発明によれば、主翼１１に対する副翼１２の取付け角θを特定の値に設定することによって、翼端渦の強さを調節することができ、主翼１１の翼端から発生する翼端渦と、副翼１２の翼端から発生する翼端渦とを、より効果的に干渉させて弱めることができる。
【００２３】
請求項５記載の発明は、請求項１記載の回転翼航空機の回転翼羽根において、例えば、図１０および図１１に示すように、上記副翼１２は、主翼１１に対して後退していることを特徴とする。
【００２４】
請求項５記載の発明によれば、副翼１２が、主翼１１に対して後退しているため、この副翼１２の翼端から発生する翼端渦と、主翼１１の翼端から発生する翼端渦とを、より効果的に干渉させて弱めることができる。また、副翼１２の翼端縁に対する対気速度がさらに減少するため、遷音速特性をより向上させることができる。
【００２５】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係る回転翼航空機の回転翼羽根の実施の形態を、図を参照して詳細に説明する。
【００２６】
〔第１の実施の形態〕
本発明の第１の実施例を図１から図６によって説明する。
図１は、本実施の形態における回転翼航空機の回転翼羽根１０の翼端近傍部分を示す平面図である。図１に示す回転翼羽根１０は、図示していないロータハブに複数枚取り付けられて回転翼を形成する。
【００２７】
回転翼羽根１０は、主翼１１と副翼１２とを備え、これら主翼１１および副翼１２は、それぞれ前縁１１ａ、１２ａよりも後縁１１ｂ、１２ｂが翼端側に延長されてなる。
【００２８】
この実施例では、図１に示したように、主翼１１は、その前縁１１ａの先端まではほぼ一様な翼弦長ｃを有し、この主翼１１の翼端形状は、前縁１１ａの先端と後縁１１ｂの先端とが、なめらかな放物線状の翼端縁で接続された形状とされている。副翼１２も、主翼１１と同様の翼端形状を有する。
【００２９】
副翼１２の前縁１２ａは、主翼１１の前縁１１ａに連続しており、この副翼１２の翼弦長ｃ１は、主翼１１の翼弦長ｃよりも短くされており、主翼１１の翼弦長ｃの１０〜３０％の長さとされる。また、副翼１２の後縁１２ｂは、主翼１１の後縁１１ｂよりも翼端外側に延長されており、この延長された長さｂ１は、主翼１１の翼弦長ｃの０〜５０％の長さとされる。
【００３０】
上記した副翼１２の翼弦長ｃ１は、上記した長さの範囲内で、回転翼羽根１０の大きさや回転速度、回転翼航空機の飛行速度に応じて適宜決めることができる。
【００３１】
同様に、副翼１２の翼幅を主翼１１の翼幅よりも翼端外側に延長する長さｂ１は、回転翼羽根１０の大きさや回転速度、回転翼航空機の飛行速度に応じて適宜決めることができる。
【００３２】
上記した本実施の形態による回転翼羽根１０と、従来の矩形形状の翼端を有する回転翼羽根１００とにおいて、それぞれ翼端渦拡散の状況を図２に示して比較した。
図２（ａ）に示す従来の矩形形状の翼端を有する回転翼羽根１００においては、翼端から１つの強い翼端渦１００ａが発生し、この翼端渦１００ａは拡散されずに後方に流れる。
【００３３】
これに対し、図２（ｂ）に示す本実施の形態の回転翼羽根１０によると、翼端から発生する翼端渦は、主翼１１の翼端から発生する翼端渦（以下、「主翼渦１１ｃ」という）と、副翼１２の翼端から発生する翼端渦（以下、「副翼渦１２ｃ」という）との比較的弱い２つの渦に分割され、それぞれ、後方に流れる。ここで、副翼１２の翼幅は、主翼１１の翼幅よりも翼端外側に延長されているため、副翼渦１２ｃは、主翼１１の翼端の外側近傍を通過しながら後方に流れ、主翼渦１１ｃと積極的に干渉し合うこととなる。
【００３４】
すなわち、図２（ｃ）に後方から見た主翼渦１１ｃと副翼渦１２ｃとを示すように、反時計方向に回転する主翼渦１１ｃの右側部分が、同方向に回転する副翼渦１２ｃの左側部分と相殺し、全体として渦の強さが弱められた状態で拡散されることとなる。
【００３５】
この結果、先行する回転翼羽根１０から発生する翼端渦の強さが大幅に弱められ、この翼端渦と、後続する回転翼羽根１０との干渉によって発生するＢＶＩ騒音が、大幅に低減されることとなる。
【００３６】
次いで、図３および図４によって、従来の回転翼羽根１００と、本実施の形態による回転翼羽根１０との翼端渦の発生状況を、風洞実験結果により比較する。
【００３７】
図３および図４は、従来の回転翼羽根１００および本実施の形態による回転翼羽根１０について、渦度等高線ｈおよび後流速度ベクトルｖを、各回転翼羽根の後縁の３翼弦長後方位置で測定したものである。なお、このときの条件は、風速４０ｍ／ｓ、迎角１０°であり、渦度等高線ｈの密度が疎であるもの、および、後流速度ベクトルｖの長さが短いものほど渦拡散が良好であり、ＢＶＩ騒音の低減が図られる。
【００３８】
図３と図４の風洞実験結果を比較すると、従来の回転翼羽根１００の翼端渦は、図３に示した渦度等高線ｈの密度や、後流速度ベクトルｖの長さから、強い渦であることが明らかである。
【００３９】
これに対し、本実施の形態による回転翼羽根１０の翼端渦は、図４に示すとおり、主翼渦１１ｃと副翼渦１２ｃとに分割され、渦度等高線ｈは全体として「疎」になっており、後流速度ベクトルｖの長さも、図３に示した後流速度ベクトルと比較すると３０％も短くなっており、上記した主翼渦１１ｃと副翼渦１２ｃとの積極的な干渉によって、効果的に弱められていることが明らかである。
【００４０】
次いで、図５および図６により、本実施の形態による回転翼羽根１０の遷音速特性を実証する。
【００４１】
図５は、本実施の形態による回転翼羽根１０の副翼１２（主翼１１）の翼端近傍部分を示したものである。回転翼羽根１０に対する一様流速度をＶ∞とすると、図５から明らかなように、点Ｐにおいて、副翼１２（主翼１１）の翼端縁に垂直な方向の対気速度は、後退角Λの効果によりＶ∞cosΛとされる
【００４２】
特に、本実施の形態による回転翼羽根１０の副翼１２（主翼１１）は、その前縁１２ａ（１１ａ）の先端と後縁１２ｂ（１１ｂ）の先端とが、後縁側になるに従って漸次後退角Λが増大する放物線状の翼端縁で接続されているため、副翼１２（主翼１１）の翼端縁に垂直な方向の対気速度は、後縁側になるほど小さくなる。
【００４３】
それゆえ、一様流速度Ｖ∞が音速に近づいた場合でも、回転翼羽根１０の副翼１２（主翼１１）の翼端縁に垂直な方向の対気速度は、一様流速度Ｖ∞よりも小さくなるため音速に達し難く、衝撃波も発生し難い。この結果、急激な抵抗増加を回避することができる。
【００４４】
図６は、本実施の形態による回転翼羽根１０の遷音速特性を実証する風洞試験結果を示している。この図６において、縦軸のＣDは抵抗係数、横軸のＭはマッハ数であり、点線は、従来の矩形形状の翼端を有する回転翼羽根１００におけるＣD−Ｍ曲線を、実線は、本実施の形態による回転翼羽根１０におけるＣD−Ｍ曲線を示す。
【００４５】
上記した２つのＣD−Ｍ曲線に接線（傾き０.１）を引き、ＭDD（抵抗が急増するマッハ数）の値を求めて比較した。図６から明らかなように、本実施の形態による回転翼羽根１０は、ＭDDの値が、従来の矩形形状の翼端を有する回転翼羽根１００よりも約０.０１５大きく、遷音速特性に優れていることがわかった。
【００４６】
[第２の実施の形態]
続いて、図７によって本発明の第２の実施の形態を説明する。
なお、図７は、上記第１実施の形態における図１に対応する回転翼羽根１０の翼端近傍部分を示す平面図（ａ）および（後縁側からみた）側面図（ｂ）であり、対応する部分に同一符号を付することで、その部分の詳細な説明を省略し、異なる部分を主として説明する。
【００４７】
本実施の形態による回転翼羽根１０は、図７（ｂ）に示すように、主翼１１および副翼１２ともに、下反角を有する。主翼１１の下反角δ１および副翼１２の下反角δ２は、いずれも、０°〜３０°の範囲で設定することができる。
【００４８】
上記した主翼１１の下反角δ１および副翼１２の下反角δ２は、上記した値の範囲内で、回転翼羽根の大きさや回転速度、回転翼航空機の飛行速度に応じて、適宜決めることができる。
【００４９】
このように形成された本実施の形態の回転翼羽根１０によると、上記第１実施の形態に加え、主翼１１および副翼１２が、それぞれ下反角δ１、δ２を有することから、翼端渦が下方に放出されることとなる。このため、先行する回転翼羽根１０の翼端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根１０と干渉し難くなり、この結果、ＢＶＩ騒音はより一層効果的に低減されることとなる。
【００５０】
また、本実施の形態の回転翼羽根１０によると、回転翼羽根１０の翼端から発生する翼端渦が下方へと放出されるため、翼端渦により誘導された流れによる後続回転翼羽根における部分的失速を抑制することができる。この結果、回転翼駆動の際のエネルギー損失を低減させることができ、回転翼航空機を空中停止させる際のホバリング性能を向上させることができる。
【００５１】
[第３の実施の形態]
続いて、図８によって本発明の第３の実施の形態を説明する。
なお、図８は、上記第１実施の形態における図１に対応する回転翼羽根１０の翼端近傍部分を示す平面図（ａ）および（翼端側からみた）側面図（ｂ）であり、対応する部分に同一符号を付することで、その部分の詳細な説明を省略し、異なる部分を主として説明する。
【００５２】
本実施の形態による回転翼羽根１０の副翼１２は、図８（ｂ）に示すように、取付け角θを有する。この取付け角θは、−５°〜５°の範囲で設定することができる。この取付け角θは、上記した値の範囲内で、回転翼羽根１０の大きさや回転速度、回転翼航空機の飛行速度に応じて適宜決めることができる。
【００５３】
このように形成された本実施の形態の回転翼羽根１０によると、上記第１実施の形態に加え、副翼１２が取付け角θを最適な値に設定することにより、翼端渦の強さを調節することができるため、より効果的に渦を拡散させることができる。この結果、先行する回転翼羽根１０の翼端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根１０と干渉し難くなり、ＢＶＩ騒音はより一層効果的に低減されることとなる。
【００５４】
[第４の実施の形態]
続いて、図９によって本発明の第４の実施の形態を説明する。
なお、図９は、上記第１実施の形態における図１に対応する回転翼羽根１０の翼端近傍部分を示す平面図であり、対応する部分に同一符号を付することで、その部分の詳細な説明を省略し、異なる部分を主として説明する。
【００５５】
本実施例では、図９に示したように、主翼１１（副翼１２）の翼端形状は、前縁１１ａ（１２ａ）の先端と後縁１１ｂ（１２ｂ）の先端とが直線状の翼端縁で接続された形状とされている。
【００５６】
このように形成された本実施の形態によると、主翼１１および副翼１２が上記のような翼端縁を有するため、図１ないし図６で示した第１実施の形態における回転翼羽根１０と同様に翼端渦拡散によるＢＶＩ騒音低減効果を発揮し、かつ、一様流速度Ｖ∞が音速に近づいた場合でも、回転翼羽根１０の副翼１２（主翼１１）の翼端縁に垂直な方向の対気速度は、一様流速度Ｖ∞よりも小さくなるため、音速に達し難く、衝撃波も発生し難い。この結果、急激な抵抗増加を回避することができる。
【００５７】
[第５の実施の形態]
続いて、図１０によって本発明の第５の実施の形態を説明する。
なお、図１０は、上記第１実施の形態における図１に対応する回転翼羽根１０の翼端近傍部分を示す平面図であり、対応する部分に同一符号を付することで、その部分の詳細な説明を省略し、異なる部分を主として説明する。
【００５８】
本実施例では、図１０に示したように、回転翼羽根１０の翼端近傍部分において、まず、前縁１１ａを一定の後退角で後退させ、この前縁１１ａと平行になるように後縁１１ｂをも一定の後退角で後退させ、次いで、後縁１１ｂをさらに翼端外側に延長させ、前縁１１ａの先端と後縁１１ｂの先端とを、なめらかな放物線状の翼端縁で接続したものである。また、副翼１２は、主翼１１の前縁１１ａの後退させた部分に連続する前縁１２ａを有する。
【００５９】
このように形成された本実施の形態によると、主翼１１の翼端近傍部分において、前縁および後縁が一定の後退角で後退され、かつ、図１ないし図６で示した第１実施の形態における回転翼羽根１０と同様に放物線状の翼端縁を有するため、第１実施の形態における回転翼羽根１０よりも優れた遷音速特性を発揮する。
【００６０】
なお、このように形成された本実施の形態による場合、副翼１２の翼根における翼弦が、主翼１１の翼根における翼弦に対して後方に傾斜しており、これによって、副翼の翼端縁に対して垂直な方向の対気速度をさらに減少させることができ、遷音速特性をさらに向上させることができる。
【００６１】
[第６の実施の形態]
続いて、図１１によって本発明の第６の実施の形態を説明する。
なお、図１１は、上記第５実施の形態における図１０に対応する回転翼羽根１０の翼端近傍部分を示す平面図であり、対応する部分に同一符号を付することで、その部分の詳細な説明を省略し、異なる部分を主として説明する。
【００６２】
本実施例では、図１１に示したように、副翼１２は、主翼１１の前縁１１ａの後退させた部分に連続する前縁１２ａを有し、この副翼１２の翼端形状は、前縁１２ａの先端と後縁１２ｂの先端とが、直線状の翼端縁で接続された形状とされている。すなわち、本実施例は、上記した第５の実施例における主翼１１に、上記した第４の実施例における副翼１２を取り付けたものである。
【００６３】
このように形成された本実施の形態によると、主翼１１の翼端近傍部分において、前縁および後縁が一定の後退角で後退され、かつ、図１ないし図６で示した第１実施の形態における回転翼羽根１０と同様の放物線状の翼端縁を有するため、第５の実施の形態における回転翼羽根１０と同様に、第１の実施の形態における回転翼羽根１０よりも優れた遷音速特性を発揮する。
【００６４】
なお、本発明は、上記した実施の形態に限定されることなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で種々変更可能である。例えば、第１の実施例ないし第６の実施例において、主翼１１および副翼１２の前縁側（後縁側）から見た翼端形状は、図１２（ａ）に示したように上面と下面とを直線で接続した矩形形状とすることができるだけでなく、図１２（ｂ）で示したように、上面と下面とを円弧、放物線などの曲線で接続した形状（整形形状）とすることもできる。
【００６５】
【発明の効果】
以上説明した本発明の回転翼航空機の回転翼羽根によると、基端部が回転駆動部のロータヘッドに取り付けられた回転翼羽根の主翼の先端部に、主翼の前縁に連続する前縁と、主翼の翼弦長よりも短い翼弦長とを有する副翼を設けたため、主翼の翼端と副翼の翼端とから発生する翼端渦が、積極的に相互に干渉し合って弱められ、拡散される。この結果、先行する回転翼羽根の翼端から発生する翼端渦と、後続する回転翼羽根とが干渉して発生するＢＶＩ騒音を、効果的に低減することができる。
【００６６】
また、本発明の回転翼航空機の回転翼羽根によると、主翼および副翼が、それぞれ前縁よりも後縁が翼端外側に延長されてなり、前縁の先端と後縁の先端とが、直線状または曲線状の翼端縁で接続されて後退角が設けられることとなるため、この翼端縁に対して垂直な方向の対気速度を小さくすることができる。このため、回転翼航空機の前進飛行時などに、回転翼羽根の対気速度が遷音速域に達した場合でも、衝撃波の発生を従来の回転翼羽根よりも遅らせることができる。すなわち、遷音速特性を向上させることができる。
【００６７】
また、副翼の翼幅を、主翼の翼幅よりも適切な長さだけ翼端外側に延長することにより、主翼の翼端から発生する翼端渦と、副翼の翼端から発生する翼端渦とを、より効果的に干渉させることができ、この結果、上記したＢＶＩ騒音を、さらに効果的に低減することができる。
【００６８】
また、主翼および副翼に、それぞれ下反角を付することにより、回転翼羽根の翼端から発生する翼端渦が下方へと放出されることとなり、このため、先行する回転翼羽根の翼端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根と干渉し難くなり、この結果、ＢＶＩ騒音はより一層効果的に低減されることとなる。そのうえ、回転翼羽根の翼端から発生する翼端渦が下方へと放出されるため、翼端渦により誘導された流れによる後続回転翼羽根での部分的失速を抑制することができる。この結果、回転翼駆動の際のエネルギー損失を低減させることができ、回転翼航空機を空中停止させる際のホバリング性能を向上させることができる。
【００６９】
また、副翼の翼弦長を適切な値に設定することにより、翼端渦の強さを調節することができるため、さらに効果的に主翼の翼端から発生する翼端渦と、副翼の翼端から発生する翼端渦とを干渉させることができる。この結果、上記したＢＶＩ騒音を、さらに効果的に低減することができる。
【００７０】
また、主翼に対する副翼の取付け角を適切な値に設定することにより、翼端渦の強さを調節することができるため、より効果的に主翼の翼端から発生する翼端渦と、副翼の翼端から発生する翼端渦とを干渉させることができる。この結果、上記したＢＶＩ騒音を、さらに効果的に低減することができる。
【００７１】
また、副翼を主翼に対して後退させることにより、副翼の翼端縁に対して垂直な方向の対気速度をさらに低減させることができる。この結果、遷音速特性をさらに向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第１実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す平面図である。
【図２】翼端渦拡散の説明図であり、（ａ）は従来の回転翼羽根の翼端渦の説明図、（ｂ）は本実施の形態による回転翼羽根の翼端渦の説明図、（ｃ）は、（ｂ）の翼端渦を後方から見た状態示す説明図である。
【図３】従来の回転翼羽根の翼端渦の発生状況を示す風洞実験結果である。
【図４】本実施の形態による回転翼羽根の翼端渦の発生状況を示す風洞実験結果である。
【図５】本実施の形態による回転翼羽根における後退角効果を示す説明図である。
【図６】本実施の形態による回転翼羽根における遷音速効果を示す風洞実験結果である。
【図７】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第２実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す説明図であり、（ａ）は平面図、（ｂ）は後縁側からみた図である。
【図８】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第３実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す説明図であり、（ａ）は平面図、（ｂ）は翼端側からみた図である。
【図９】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第４実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す平面図である。
【図１０】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第５実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す平面図である。
【図１１】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第６実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す平面図である。
【図１２】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の翼端を前縁側（後縁側）から見た図であって、（ａ）は矩形形状の場合、（ｂ）は整形形状の場合である。
【図１３】従来の回転翼航空機の回転翼羽根の概要を示す説明図である。
【図１４】従来の回転翼羽根の概要を示す説明図である。
【図１５】従来の回転翼羽根の概要を示す説明図である。
【符号の説明】
１０      回転翼羽根
１１      主翼
１１ａ    主翼の前縁
１１ｂ    主翼の後縁
１１ｃ    主翼渦
１２      副翼
１２ａ    副翼の前縁
１２ｂ    副翼の後縁
１２ｃ    副翼渦
ｃ      主翼の翼弦長
ｃ１      副翼の翼弦長
ｂ１      副翼の翼幅を主翼の翼幅よりも翼端外側に延長させた長さ
ｈ      渦度等高線
ｖ      後流速度ベクトル
ＣD      抵抗係数
Ｍ      マッハ数
ＭDD    抵抗が急増するマッハ数
Ｖ∞      一様流速度
δ１      主翼の下反角
δ２      副翼の下反角
Λ      後退角
θ      取付け角
【図１】
0004676633.tif 000002
【図２】
0004676633.tif 000003
【図３】
0004676633.tif 000004
【図４】
0004676633.tif 000005
【図５】
0004676633.tif 000006
【図６】
0004676633.tif 000007
【図７】
0004676633.tif 000008
【図８】
0004676633.tif 000009
【図９】
0004676633.tif 000010
【図１０】
0004676633.tif 000011
【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】
0004676633.tif 000016