(57)【要約】【課題】  ヘリコプタのロータブレードの設計及び製造に要する費用・時間を大幅に削減しながら、ヘリコプタの着陸時等に発生するＢＶＩ騒音を格段に低減する。【解決手段】  ヘリコプタのロータシャフトに翼根部が取り付けられた主翼１１と、この主翼１１の翼端部に取り付けられた小翼１２と、を備えるヘリコプタのロータブレード１０において、小翼１２は、平面形状が矩形状を呈するとともに、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、を有する。また、小翼１２の翼端部は、主翼１１の後縁側翼端部に対して特定長ｂ１だけ翼端外側に突出される。【選択図】図１
2005335621.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ヘリコプタのロータシャフトに翼根部が取り付けられた主翼と、この主翼の翼端部に取り付けられた小翼と、を備えるヘリコプタのロータブレードにおいて、
前記小翼は、
平面形状が矩形状を呈するとともに、前記主翼の前縁に連続する前縁と、前記主翼の翼弦長よりも短い翼弦長と、を有することを特徴とするヘリコプタのロータブレード。
【請求項２】
前記主翼の翼弦長をＣ、前記小翼の翼弦長をｃ１とした場合に、
α≦ｃ１≦０．５Ｃ    （α＞０）
なる関係式を満たすように前記小翼の翼弦長が設定されることを特徴とする請求項１に記載のヘリコプタのロータブレード。
【請求項３】
前記主翼の翼弦長をＣ、前記小翼の翼弦長をｃ１とした場合に、
０．２Ｃ≦ｃ１≦０．５Ｃ
なる関係式を満たすように前記小翼の翼弦長が設定されることを特徴とする請求項１に記載のヘリコプタのロータブレード。
【請求項４】
前記主翼の後縁側翼端部に対して前記小翼の翼端部が特定長だけ翼端外側に突出されてなるとともに、前記主翼の翼弦長をＣ、前記特定長をｂ１とした場合に、
β≦ｂ１≦０．５Ｃ    （β＞０）
なる関係式を満たすように前記特定長が設定されることを特徴とする請求項１から３の何れか一項に記載のヘリコプタのロータブレード。
【請求項５】
前記主翼の後縁側翼端部に対して前記小翼の翼端部が特定長だけ翼端外側に突出されてなるとともに、前記主翼の翼弦長をＣ、前記特定長をｂ１とした場合に、
０．２Ｃ≦ｂ１≦０．４Ｃ
なる関係式を満たすように前記特定長が設定されることを特徴とする請求項１から３の何れか一項に記載のヘリコプタのロータブレード。
【請求項６】
前記主翼の翼端近傍部分が所定の下反角で下方に折曲されてなることを特徴とする請求項１から５の何れか一項に記載のヘリコプタのロータブレード。
【請求項７】
前記小翼は、
前記主翼に対して所定の下反角を有することを特徴とする請求項１から６の何れか一項に記載のヘリコプタのロータブレード。
【請求項８】
前記小翼は、
前記主翼に対して所定の取付角を有することを特徴とする請求項１から７の何れか一項に記載のヘリコプタのロータブレード。
【請求項９】
前記主翼の翼端近傍部分と、この翼端近傍部分に連接される前記小翼と、が翼端外側になるに従って後退するように構成されてなることを特徴とする請求項１から８の何れか一項に記載のヘリコプタのロータブレード。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ヘリコプタのロータブレードに関する。
【背景技術】
【０００２】
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、ヘリコプタが利用されている。このヘリコプタが着陸する際などには、図１３に示すように、先行するロータブレード１００ａの翼端から発生する翼端渦１０１と、後続するロータブレード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】
従来のロータブレードにおいては、図１４に示すような矩形状の翼端部２００や、図１５に示すように翼端外側になるに従って漸次後退する形状を有する翼端部３００が採用されていたが、かかる形状の翼端部を有するロータブレードを採用してもＢＶＩ騒音を低減することができなかった。このため、現在においては、ロータブレードの翼端部として特定の形状（構成）を採用することにより、翼端渦を弱めてＢＶＩ騒音の低減を図る技術が種々提案されている。
【０００４】
例えば、図１６に示すように、ロータブレードの矩形状翼端部４００の前縁側に矩形状の小翼４１０を取り付けて、ロータブレードから発生する翼端渦を２つに分割して弱める技術が提案されている。また、図１７に示すように、ロータブレードの翼端部５００に、ロータブレードの中央部翼弦長の５０％よりも大きな平均翼弦長及び翼幅長を有する先端部翼５１０を取り付けて２つのほぼ等しい強さの翼端渦を発生させる技術も提案されている（特許文献１参照。）。
【０００５】
また、図１８に示すように、ロータブレードを主翼６００及び小翼７００によって構成し、小翼７００の翼弦長及び翼幅長を特定範囲内に設定するとともに、主翼６００の翼端部６１０及び小翼７００の翼端部７１０の形状として曲線形状（例えば放物線形状）を採用する技術が提案されている（特許文献２参照。）。かかる構成を採用すると、主翼６００の翼端部６１０から放出される翼端渦と、小翼７００の翼端部７１０から放出される翼端渦と、を干渉させて弱めることが可能となる。
【特許文献１】特開平４−２６２９９４号公報
【特許文献２】特開２００２−２８４０９９号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
しかし、特許文献１に記載されたような技術を採用しても、発生した２つの翼端渦が積極的に干渉することがないため、ＢＶＩ騒音を大幅に低減することができなかった。また、特許文献２に記載されたような技術を採用すると、発生した２つの翼端渦を干渉させることができるが、小翼の翼端部の形状として複雑な形状（例えば放物線形状）を採用しているため、小翼の設計及び製造に多大の費用・時間を要してしまうという問題があった。
【０００７】
本発明の課題は、ヘリコプタのロータブレードの設計及び製造に要する費用・時間を大幅に削減しながら、ヘリコプタの着陸時等に発生するＢＶＩ騒音を格段に低減することである。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
以上の課題を解決するために、請求項１に記載の発明は、ヘリコプタのロータシャフトに翼根部が取り付けられた主翼と、この主翼の翼端部に取り付けられた小翼と、を備えるヘリコプタのロータブレードにおいて、前記小翼は、平面形状が矩形状を呈するとともに、前記主翼の前縁に連続する前縁と、前記主翼の翼弦長よりも短い翼弦長と、を有することを特徴とする。
【０００９】
請求項１に記載の発明によれば、主翼の翼端部の前縁に沿うように小翼が取り付けられているので、主翼の後縁側翼端部と、小翼の翼端部と、の双方から翼端渦を放出させることができる。そして、主翼の後縁側翼端部と、小翼の翼端部と、の位置関係を適切に設定することにより、主翼の後縁側翼端部から放出される翼端渦と、小翼の翼端部から放出される翼端渦と、を積極的に干渉させて拡散させることができる。従って、ロータブレードの翼端部から放出される翼端渦を弱めることができるので、ヘリコプタの着陸時等におけるＢＶＩ騒音を格段に低減することができる。
【００１０】
また、請求項１に記載の発明によれば、小翼は簡素な平面形状（矩形状）を呈するように構成されているため、小翼の設計及び製造に要する費用・時間を大幅に削減することができる。また、従来のロータブレードの翼端部のみを改修することにより本発明に係るロータブレードを製造することができるので、ロータブレード全体の製造に要する費用・時間を削減することが可能となる。
【００１１】
請求項２に記載の発明は、請求項１に記載のヘリコプタのロータブレードにおいて、前記主翼の翼弦長をＣ、前記小翼の翼弦長をｃ１とした場合に、
α≦ｃ１≦０．５Ｃ    （α＞０）
なる関係式を満たすように前記小翼の翼弦長が設定されることを特徴とする。
【００１２】
請求項２に記載の発明によれば、小翼の翼弦長が特定の長さ（主翼の翼弦長の５０％以下の長さ）に設定されているため、主翼の翼端部から放出される翼端渦の強さ（周速度）と、小翼の翼端部から放出される翼端渦の強さ（周速度）と、を適切に設定することができる。この結果、これら２つの翼端渦を効果的に干渉させることができ、優れたＢＶＩ騒音低減効果を得ることができる。
【００１３】
請求項３に記載の発明は、請求項１に記載のヘリコプタのロータブレードにおいて、前記主翼の翼弦長をＣ、前記小翼の翼弦長をｃ１とした場合に、
０．２Ｃ≦ｃ１≦０．５Ｃ
なる関係式を満たすように前記小翼の翼弦長が設定されることを特徴とする。
【００１４】
請求項３に記載の発明によれば、小翼の翼弦長が特定の長さ（主翼の翼弦長の２０％以上５０％以下の長さ）に設定されているため、主翼の翼端部から放出される翼端渦の強さ（周速度）と、小翼の翼端部から放出される翼端渦の強さ（周速度）と、をきわめて適切に設定することができる。この結果、これら２つの翼端渦をさらに効果的に干渉させることができ、優れたＢＶＩ騒音低減効果を得ることができる。
【００１５】
請求項４に記載の発明は、請求項１から３の何れか一項に記載のヘリコプタのロータブレードにおいて、前記主翼の後縁側翼端部に対して前記小翼の翼端部が特定長だけ翼端外側に突出されてなるとともに、前記主翼の翼弦長をＣ、前記特定長をｂ１とした場合に、
β≦ｂ１≦０．５Ｃ    （β＞０）
なる関係式を満たすように前記特定長が設定されることを特徴とする。
【００１６】
請求項４に記載の発明によれば、主翼の後縁側翼端部に対して、小翼の翼端部を特定長（主翼の翼弦長の５０％以下の長さ）だけ翼端外側に突出させているので、主翼の翼端部から放出される翼端渦の渦中心位置と、小翼の翼端部から放出される翼端渦の渦中心位置と、をスパン方向に離隔させることができる。この結果、これら２つの翼端渦を一層効果的に干渉させることができ、優れたＢＶＩ騒音低減効果を得ることができる。
【００１７】
請求項５に記載の発明は、請求項１から３の何れか一項に記載のヘリコプタのロータブレードにおいて、前記主翼の後縁側翼端部に対して前記小翼の翼端部が特定長だけ翼端外側に突出されてなるとともに、前記主翼の翼弦長をＣ、前記特定長をｂ１とした場合に、
０．２Ｃ≦ｂ１≦０．４Ｃ
なる関係式を満たすように前記特定長が設定されることを特徴とする。
【００１８】
請求項５に記載の発明によれば、主翼の後縁側翼端部に対して、小翼の翼端部を特定長（主翼の翼弦長の２０％以上４０％以下の長さ）だけ翼端外側に突出させているので、主翼の翼端部から放出される翼端渦の渦中心位置と、小翼の翼端部から放出される翼端渦の渦中心位置と、をスパン方向に適切な距離だけ離隔させることができる。この結果、これら２つの翼端渦を一層効果的に干渉させることができ、優れたＢＶＩ騒音低減効果を得ることができる。
【００１９】
請求項６に記載の発明は、請求項１から５の何れか一項に記載のヘリコプタのロータブレードにおいて、前記主翼の翼端近傍部分が所定の下反角で下方に折曲されてなることを特徴とする。
【００２０】
請求項６に記載の発明によれば、主翼の翼端近傍部分が所定の下反角で下方に折曲されるため、小翼が主翼に対して所定の下反角を有しない場合には、主翼の翼端部から放出される翼端渦を、小翼の翼端部から放出される翼端渦の下方に位置させることができる。従って、これら２つの翼端渦を効果的に干渉させることができる。また、先行するロータブレードから翼端渦が下方へ放出されるため、この翼端渦が後続するロータブレードと干渉し難くなるので、ＢＶＩ騒音をより一層低減することができる。
【００２１】
また、請求項６に記載の発明によれば、先行するロータブレードから翼端渦を下方へ放出することができるので、翼端渦により誘導された流れに起因する後続ロータブレード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、ヘリコプタ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。
【００２２】
請求項７に記載の発明は、請求項１から６の何れか一項に記載のヘリコプタのロータブレードにおいて、前記小翼は、前記主翼に対して所定の下反角を有することを特徴とする。
【００２３】
請求項７に記載の発明によれば、小翼は、主翼に対して所定の下反角を有するため、小翼の翼端部から放出される翼端渦を、主翼の翼端部から放出される翼端渦の下方に位置させることができる。従って、これら２つの翼端渦を効果的に干渉させることができる。また、先行するロータブレードから翼端渦が下方へ放出されるため、この翼端渦が後続するロータブレードと干渉し難くなるので、ＢＶＩ騒音をより一層低減することができる。
【００２４】
また、請求項７に記載の発明によれば、先行するロータブレードから翼端渦を下方へ放出することができるので、翼端渦により誘導された流れに起因する後続ロータブレード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、ヘリコプタ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。
【００２５】
請求項８に記載の発明は、請求項１から７の何れか一項に記載のヘリコプタのロータブレードにおいて、前記小翼は、前記主翼に対して所定の取付角を有することを特徴とする。
【００２６】
請求項８に記載の発明によれば、小翼は、主翼に対して所定の取付角を有しており、この取付角を適切な値に設定することにより、小翼の翼端部から放出される翼端渦の放出方向や強さを調整することができる。従って、主翼の翼端部から放出される翼端渦と、小翼の翼端部から放出される翼端渦と、を効果的に干渉させることができる。
【００２７】
請求項９に記載の発明は、請求項１から８の何れか一項に記載のヘリコプタのロータブレードにおいて、前記主翼の翼端近傍部分と、この翼端近傍部分に連接される前記小翼と、が翼端外側になるに従って後退するように構成されてなることを特徴とする。
【００２８】
請求項９に記載の発明によれば、主翼の翼端近傍部分と、この翼端近傍部分に連接される小翼と、が翼端外側になるに従って後退するように構成されているので、これら主翼の翼端近傍部分及び小翼の延在方向に対して直角な方向の対気速度成分を低減することができる。従って、ＢＶＩ騒音を低減するとともに、ロータブレードの遷音速特性を向上させて、衝撃波の発生を遅れさせることができる。
【発明の効果】
【００２９】
本発明によれば、ロータブレードの主翼の翼端部の前縁に沿うように小翼が取り付けられており、主翼の後縁側翼端部と、小翼の翼端部と、の位置関係を適切に設定することにより、主翼から放出される翼端渦と、小翼から放出される翼端渦と、を積極的に干渉させて拡散させることができる。従って、ロータブレードの翼端部から放出される翼端渦を弱めることができるので、ヘリコプタの着陸時等におけるＢＶＩ騒音を格段に低減することができる。また、小翼は簡素な構成を有するため、小翼の設計及び製造に要する費用・時間を大幅に削減することができ、ひいては、ロータブレード全体の製造費用の削減が可能となる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００３０】
以下、本発明の実施の形態を、図を用いて詳細に説明する。
【００３１】
〔第１の実施の形態〕
まず、図１を用いて、本発明の第１の実施の形態に係るロータブレード１０の構成について説明する。本実施の形態に係るロータブレード１０は、（図示されていない）ヘリコプタのロータシャフトに複数枚取り付けられて回転翼を形成するものであり、図１に示すように、ロータシャフトに翼根部が取り付けられる主翼１１と、主翼１１の翼端部に取り付けられた小翼１２と、を備えて構成されている。
【００３２】
主翼１１は、図１に示すように、翼端近傍部分を除いてほぼ一様な翼弦長Ｃを有しており、前縁１１ａに対して後縁１１ｂが翼端外側に突出するように形成されている。そして、主翼１１の前縁１１ａの先端と、後縁１１ｂの先端と、がなめらかな曲線形状（放物線形状）の翼端縁１３で接続されることにより、主翼１１の翼端近傍部分が構成されている。
【００３３】
小翼１２は、図１に示すように、平面形状が矩形状を呈しており、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、を有している。本実施の形態においては、
０．２Ｃ≦ｃ１≦０．５Ｃ
なる関係式を満たすように（すなわち、小翼１２の翼弦長ｃ１が、主翼１１の翼弦長Ｃの２０％以上５０％以下の長さになるように）小翼１２の翼弦長ｃ１を設定している。
【００３４】
また、小翼１２の翼端部は、図１に示すように、主翼１１の後縁側翼端部に対して、特定長ｂ１だけ翼端外側に突出されている。本実施の形態においては、
０．２Ｃ≦ｂ１≦０．４Ｃ
なる関係式を満たすように（すなわち、特定長ｂ１が、主翼の翼弦長Ｃの２０％以上４０％以下の長さになるように）特定長ｂ１を設定している。
【００３５】
ここで、図２を用いて、本実施の形態に係るロータブレード１０と、従来の矩形状翼端部を有するロータブレード１００と、を各々使用した場合における翼端渦の拡散状態について説明する。
【００３６】
従来の矩形状翼端部を有するロータブレード１００を使用した場合には、図２（ａ）に示すように、翼端部から１つの強い翼端渦１００ａが放出され、この翼端渦１００ａは拡散されずに後方に流れる。これに対し、本実施の形態に係るロータブレード１０を使用すると、図２（ｂ）に示すように、主翼１１の翼端部から第１の翼端渦１１ｃが放出されるとともに、小翼１２の翼端部から第２の翼端渦１２ｃが放出され、これら２つの翼端渦１１ｃ、１２ｃは各々後方に流れる。
【００３７】
小翼１２の翼端部は、主翼１１の後縁側翼端部に対して、特定長ｂ１だけ翼端外側に突出されているため、第２の翼端渦１２ｃは、主翼１１の翼端部の外側近傍を通過しながら後方に流れ、第１の翼端渦１１ｃと積極的に干渉し合うこととなる。すなわち、図２（ｃ）において反時計回りに回転する第１の翼端渦１１ｃの右側部分が、同じく反時計回りに回転する第２の翼端渦１２ｃの左側部分によって相殺され、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。この結果、ロータブレード１０の翼端部から放出される翼端渦が弱まり、ＢＶＩ騒音が格段に低減する。
【００３８】
次に、図３及び図４を用いて、本実施の形態に係るロータブレード１０の小翼１２の翼弦長ｃ１の上限値及び下限値を設定するために実施した翼端渦解析について説明する。
【００３９】
本実施の形態においては、ロータブレードの主翼に種々の翼弦長ｃ１を有する小翼を設けた場合における翼端渦発生状況について解析した。そして、その解析結果に基づいて所望の翼端渦拡散効果が得られるような翼弦長ｃ１の範囲を抽出し、その翼弦長ｃ１の範囲（上限値及び下限値）をロータブレード１０の小翼１２に採用することとした。なお、本解析においては、矩形状翼端部を有する主翼を採用している。
【００４０】
図３は、矩形状翼端部の主翼に小翼を設け、この小翼の翼弦長ｃ１を主翼の翼弦長Ｃの（ａ）５％、（ｂ）３０％、（ｃ）５０％の長さに各々設定した場合における翼端渦の発生状況を示すグラフである。
【００４１】
図３における縦軸は、主翼の翼端位置からスパン方向に延在する長さを翼弦長Ｃで除した値であり、主翼の翼端位置を零として翼端外側が正、翼根側が負となるように設定している。また、図３における横軸は、主翼の厚さ方向中心位置から翼上面側及び翼下面側に延在する長さを翼弦長Ｃで除した値であり、主翼の厚さ方向中心位置を零として翼上面側が正、翼下面側が負となるように設定している。また、図３には、主翼の１翼弦長後方位置における渦度等高線ｈ及び後流速度ベクトルｖが示されている。渦度等高線ｈが粗く、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ることを意味する。
【００４２】
図３（ａ）に示すように、小翼の翼弦長ｃ１が主翼の翼弦長Ｃの５％の長さである場合には、渦度等高線ｈが比較的密になるとともに、後流速度ベクトルｖの長さが比較的長くなっており、放出される翼端渦が比較的強いものであることがわかる。小翼の翼弦長ｃ１が短いと、小翼の翼端部から放出される翼端渦の周速度が低くなる一方、主翼の翼端部から放出される翼端渦の周速度が高くなるため、これら２つの翼端渦の干渉が比較的少ないからである。
【００４３】
これに対し、図３（ｂ）、（ｃ）に示すように、小翼の翼弦長ｃ１が主翼の翼弦長Ｃの３０％及び５０％の長さである場合には、渦度等高線ｈが比較的粗くなるとともに、後流速度ベクトルｖの長さが比較的短くなっており、放出される翼端渦が比較的弱いものであることがわかる。小翼の翼弦長ｃ１をこのように適切な値に設定すると、小翼によって発生する揚力が大きくなるため、小翼の翼端部から放出される翼端渦の周速度が、主翼の翼端部から放出される翼端渦の周速度と同等となるので、これら２つの翼端渦を効果的に干渉させることができるからである。
【００４４】
なお、小翼の翼弦長ｃ１が主翼の翼弦長Ｃの５０％の長さを超える場合には、小翼の体積及び重量が大きくなるため、小翼と主翼との接合部の強度が低下するので、好ましくない。
【００４５】
また、図４は、ロータブレードから放出される翼端渦の最大周速度を縦軸にとり、小翼の翼弦長ｃ１を主翼の翼弦長Ｃで除した値を横軸にとった場合のグラフである。図４に点線で示すように、主翼に小翼が設けられていない場合においては、翼端渦の最大周速度は一定の高い値となる。一方、主翼に小翼を設け、その小翼の翼弦長ｃ１を適切な長さ（例えば主翼の翼弦長Ｃの２０％〜５０％の長さ）に設定すると、小翼の翼端渦拡散作用により、翼端渦の最大周速度は大幅に低減することがわかる。
【００４６】
以上のような解析結果に基づき、本実施の形態に係るロータブレード１０においては、小翼１２の翼弦長ｃ１の上限値として「０．５Ｃ」を、下限値として「０．２Ｃ」を、各々採用することとした。
【００４７】
次に、図５及び図６を用いて、本実施の形態に係るロータブレード１０の特定長ｂ１の上限値及び下限値を設定するために実施した翼端渦解析について説明する。
【００４８】
本実施の形態においては、ロータブレードの主翼に小翼を設け、この小翼の翼端部を主翼の翼端部に対して特定長ｂ１だけ翼端外側に突出させた場合における翼端渦発生状況について解析した。そして、その解析結果に基づいて所望の翼端渦拡散効果が得られるような特定長ｂ１の範囲を抽出し、その特定長ｂ１の範囲（上限値及び下限値）をロータブレード１０の小翼１２に採用することとした。なお、本解析においては、矩形状翼端部を有する主翼を採用している。
【００４９】
図５（ａ）は、主翼のみを用いた場合における翼端渦の発生状況を示すグラフである。また、図５（ｂ）及び図５（ｃ）は、主翼に小翼を設け、この小翼の翼端部を主翼の翼端部に対して特定長ｂ１だけ翼端外側に突出させた場合における翼端渦の発生状況を示すグラフである。図５（ｂ）においては、特定長ｂ１を主翼の翼弦長Ｃの２０％の長さとしている。また、図５（ｃ）においては、特定長ｂ１を主翼の翼弦長Ｃの４０％の長さとしている。
【００５０】
図５の縦軸及び横軸は図３と同様に設定されている。また、図５には、図３と同様に、主翼の１翼弦長後方位置における渦度等高線ｈ及び後流速度ベクトルｖが示されている。渦度等高線ｈが粗く、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ることを意味する。
【００５１】
図５（ａ）に示すように、主翼のみを用いた場合（小翼を設けない場合）には、渦度等高線ｈが比較的密になるとともに、後流速度ベクトルｖの長さが比較的長くなっており、放出される翼端渦が比較的強いものであることがわかる。このように小翼が設けられていない場合には、主翼から放出される翼端渦を拡散させて弱めることができない。また、小翼が設けられていても、小翼の翼幅が短く特定長ｂ１が零に近い場合には、小翼の翼端部から放出される翼端渦の渦中心位置と、主翼の翼端部から放出される翼端渦の渦中心位置と、が接近するため、これら２つの翼端渦を効果的に干渉させることができない。
【００５２】
これに対し、図５（ｂ）、（ｃ）に示すように、特定長ｂ１を、主翼の翼弦長Ｃの２０％及び４０％の長さに設定した場合には、渦度等高線ｈが比較的粗くなるとともに、後流速度ベクトルｖの長さが比較的短くなっており、放出される翼端渦が比較的弱いものであることがわかる。特定長ｂ１をこのように適切な値に設定すると、主翼の翼端部から放出される翼端渦の渦中心位置と、小翼の翼端部から放出される翼端渦の渦中心位置と、をスパン方向に適切な距離だけ離隔させて、これら２つの翼端渦を効果的に干渉させることができるからである。
【００５３】
なお、特定長ｂ１が主翼の翼弦長Ｃの５０％の長さを超える場合には、小翼と主翼との接合部の強度が低下するので、好ましくない。
【００５４】
また、図６は、ロータブレードから放出される翼端渦の最大周速度を縦軸にとり、特定長ｂ１を主翼の翼弦長Ｃで除した値を横軸にとった場合のグラフである。図６に点線で示すように、主翼に小翼が設けられていない場合においては、翼端渦の最大周速度は一定の高い値となる。一方、主翼に小翼を設け、この小翼の翼端部を主翼の翼端部に対して特定長ｂ１（例えば主翼の翼弦長Ｃの２０％〜４０％の長さ）だけ翼端外側に突出させると、小翼の翼端渦拡散作用により、翼端渦の最大周速度は大幅に低減することがわかる。
【００５５】
以上のような解析結果に基づき、本実施の形態に係るロータブレード１０においては、特定長ｂ１の上限値として「０．４Ｃ」を、下限値として「０．２Ｃ」を、各々採用することとした。
【００５６】
次に、図７を用いて、実機を用いた飛行試験による騒音低減効果について説明する。
【００５７】
主翼のみを有するロータブレードを用いた場合の着陸騒音と、小翼付きの主翼を有するロータブレードを用いた場合の着陸騒音と、を測定した結果を、図７に示した。測定される着陸騒音の大部分はＢＶＩ騒音である。なお、本試験においては、小翼の翼弦長ｃ１を主翼の翼弦長Ｃの「３０％」の長さとした。また、小翼の翼端部を主翼の翼端部に対して特定長ｂ１だけ翼端外側に突出させ、その特定長ｂ１を主翼の翼弦長Ｃの「３０％」の長さとしている。
【００５８】
図７に示されるように、小翼付きの主翼を有するロータブレードを用いた場合の着陸騒音（ＢＶＩ騒音）は、主翼のみを有するロータブレードを用いた場合の着陸騒音（ＢＶＩ騒音）と比較して、「２．８ＥＰＮｄＢ」も低減していることがわかる。小翼の翼弦長を適切な値に設定し、小翼の翼端部を主翼の翼端部に対して特定長だけ翼端外側に突出させ、その特定長を適切な値に設定することにより、主翼の翼端部から放出される翼端渦と、小翼の翼端部から放出される翼端渦と、が干渉して翼端渦が弱められ、ＢＶＩ騒音が低減することが実証された。
【００５９】
以上説明した実施の形態に係るロータブレード１０においては、主翼１１の翼端部の前縁１１ａに沿うように小翼１２が取り付けられているので、主翼１１の後縁側翼端部と、小翼１２の翼端部と、の双方から翼端渦を放出させることができる。
【００６０】
そして、小翼１２の翼弦長ｃ１が特定の長さ（主翼１１の翼弦長Ｃの２０％以上５０％以下の長さ）に設定されているため、主翼１１の翼端部から放出される翼端渦の強さ（周速度）と、小翼１２の翼端部から放出される翼端渦の強さ（周速度）と、を適切に設定することができる。また、主翼１１の後縁側の翼端部に対して、小翼１２の翼端部を特定長ｂ１（主翼１１の翼弦長Ｃの２０％以上４０％以下の長さ）だけ翼端外側に突出させているので、主翼１１の翼端部から放出される翼端渦の渦中心位置と、小翼１２の翼端部から放出される翼端渦の渦中心位置と、をスパン方向に適切な距離だけ離隔させることができる。
【００６１】
従って、主翼１１の後縁側翼端部から放出される翼端渦と、小翼１２の翼端部から放出される翼端渦と、を積極的に干渉させて拡散させることができる。この結果、ロータブレード１０の翼端部から放出される翼端渦を弱めることができるので、ヘリコプタの着陸時におけるＢＶＩ騒音を格段に低減することができる。
【００６２】
また、以上説明した実施の形態に係るロータブレード１０においては、小翼１２は簡素な平面形状（矩形状）を呈するように構成されているため、小翼１２の設計及び製造に要する費用・時間を大幅に削減することができる。また、従来のロータブレードの翼端部のみを改修することにより本発明に係るロータブレード１０を製造することができるので、ロータブレード全体の製造に要する費用・時間を削減することが可能となる。
【００６３】
また、以上説明した実施の形態に係るロータブレード１０においては、主翼１１の翼端縁１３が放物線状に形成されているため、主翼１１の翼端縁１３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。従って、本実施の形態に係るロータブレード１０は遷音速特性に優れ、衝撃波の発生を遅れさせて、急激な抵抗増加を回避することができる。
【００６４】
[第２の実施の形態]
次に、図８を用いて、本発明の第２の実施の形態に係るロータブレード１０Ａについて説明する。本実施の形態に係るロータブレード１０Ａは、第１の実施の形態に係るロータブレード１０の主翼の翼端近傍部分及び小翼の構成を若干変更したものであり、その他の構成については第１の実施の形態と実質的に同一である。このため、変更した構成についてのみ説明することとし、第１の実施の形態と重複する構成については、第１の実施の形態と同一の符号を付すこととする。
【００６５】
本実施の形態に係るロータブレード１０Ａは、図８に示すように、主翼１１の翼端近傍部分１１Ａが所定の下反角δ１で下方に折曲されている。また、本実施の形態に係るロータブレード１０Ａは、図８に示すように、小翼１２Ａが、主翼１１に対して所定の下反角δ２を有するように取り付けられている。これら下反角δ１、δ２は、ロータブレード１０Ａの大きさや回転速度、ヘリコプタの飛行速度等に応じて適宜決めることができ、例えば０°〜３０°の範囲内で設定することができる。
【００６６】
本実施の形態においては、図８（ｂ）に示すように、主翼１１の翼端近傍部分１１Ａの下反角δ１が、小翼１２Ａの下反角δ２よりも大きく設定されている。このため、主翼１１の翼端部から放出される翼端渦は、小翼１２Ａの翼端部から放出される翼端渦の下方に位置することとなり、これら２つの翼端渦を効果的に干渉させることができる。また、本実施の形態に係るロータブレード１０Ａから翼端渦が下方へ放出されるため、この翼端渦が後続するロータブレードと干渉し難くなるので、ＢＶＩ騒音をより一層低減することができる。
【００６７】
また、本実施の形態に係るロータブレード１０Ａにおいては、翼端渦を下方へ放出することができるので、翼端渦により誘導された流れに起因する後続ロータブレード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、ヘリコプタ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。
【００６８】
[第３の実施の形態]
次に、図９を用いて、本発明の第３の実施の形態に係るロータブレード１０Ｂについて説明する。本実施の形態に係るロータブレード１０Ｂは、第１の実施の形態に係るロータブレード１０の小翼の構成を若干変更したものであり、その他の構成については第１の実施の形態と実質的に同一である。このため、変更した構成についてのみ説明することとし、第１の実施の形態と重複する構成については、第１の実施の形態と同一の符号を付すこととする。
【００６９】
本実施の形態に係るロータブレード１０Ｂは、図９に示すように、小翼１２Ｂが、主翼１１に対して所定の取付角θを有するように取り付けられている。図９（ｂ）に示した取付角θは、ロータブレード１０Ａの大きさや回転速度、ヘリコプタの飛行速度等に応じて適宜決めることができ、例えば−５°〜５°の範囲内で設定することができる。取付角θを適切な値に設定することにより、小翼１２Ｂの翼端部から放出される翼端渦の放出方向や強さを調整して、主翼１１の翼端部から放出される翼端渦と、小翼１２Ｂの翼端部から放出される翼端渦と、を効果的に干渉させることができる。
【００７０】
[第４の実施の形態]
次に、図１０を用いて、本発明の第４の実施の形態に係るロータブレード１０Ｃについて説明する。本実施の形態に係るロータブレード１０Ｃは、第１の実施の形態に係るロータブレード１０の主翼と小翼との接合部の構成を若干変更したものであり、その他の構成については第１の実施の形態と実質的に同一である。このため、変更した構成についてのみ説明することとし、第１の実施の形態と重複する構成については、第１の実施の形態と同一の符号を付すこととする。
【００７１】
本実施の形態に係るロータブレード１０Ｃは、図１０に示すように、主翼１１と小翼１２との接合部１４Ｃを滑らかな面（平面又は曲面）で構成したものである。このように主翼１１と小翼１２との接合部１４Ｃを滑らかな面で構成することにより、この接合部１４Ｃに作用する空気抵抗を減少させることができ、ロータブレード１０Ｃの遷音速特性を向上させて、衝撃波の発生を遅れさせることができる。
【００７２】
[第５の実施の形態]
次に、図１１を用いて、本発明の第５の実施の形態に係るロータブレード１０Ｄについて説明する。本実施の形態に係るロータブレード１０Ｄは、第１の実施の形態に係るロータブレード１０の主翼の翼端近傍部分の構成を若干変更したものであり、その他の構成については第１の実施の形態と実質的に同一である。このため、変更した構成についてのみ説明することとし、第１の実施の形態と重複する構成については、第１の実施の形態と同一の符号を付すこととする。
【００７３】
本実施の形態に係るロータブレード１０Ｄは、図１１に示すように、主翼１１の前縁１１ａの先端と、後縁１１ｂの先端と、が直線状の翼端縁１３Ｄで接続されている。本実施の形態に係るロータブレード１０Ｄにおいては、前縁１１ａに対して後縁１１ｂが翼端外側に突出するように形成されているため、直線状の翼端縁１３Ｄは大きな後退角Λを有することとなり、翼端縁１３Ｄに対して垂直な方向の対気速度は、この後退角Λの効果によって低減する。すなわち、一様流速度をＶ∞とした場合に、主翼の１１の翼端縁１３Ｄに垂直な方向の対気速度はＶ∞cosΛ（＜Ｖ∞）となる。従って、本実施の形態に係るロータブレード１０Ｄは遷音速特性に優れ、衝撃波の発生を遅れさせて、急激な抵抗増加を回避することができる。
【００７４】
[第６の実施の形態]
次に、図１２を用いて、本発明の第６の実施の形態に係るロータブレード１０Ｅについて説明する。本実施の形態に係るロータブレード１０Ｅは、第１の実施の形態に係るロータブレード１０の主翼の翼端近傍部分の構成を若干変更したものであり、その他の構成については第１の実施の形態と実質的に同一である。このため、変更した構成についてのみ説明することとし、第１の実施の形態と重複する構成については、第１の実施の形態と同一の符号を付すこととする。
【００７５】
本実施の形態に係るロータブレード１０Ｅは、図１２に示すように、前縁翼端近傍部分１５Ｅを一定の後退角で後退させ、この前縁翼端近傍部分１５Ｅと平行になるように後縁翼端近傍部分１６Ｅを一定の後退角で後退させ、後縁翼端近傍部分１６Ｅを翼端外側に延長させ、前縁翼端近傍部分１５Ｅの先端と後縁翼端近傍部分１６Ｅの先端とをなめらかな放物線状の翼端縁１３Ｅで接続したものである。また、小翼１２は、主翼１１の前縁翼端近傍部部分１５Ｅに連続する前縁１２ａを有している。すなわち、本実施の形態に係るロータブレード１０Ｅは、主翼１１の翼端部近傍部分１１Ｅと、この翼端部近傍部分１１Ｅに連接される小翼１２と、が翼端外側になるに従って後退するように構成されている。
【００７６】
本実施の形態に係るロータブレード１０Ｅにおいては、主翼１１の翼端近傍部分１１Ｅと、この翼端近傍部分１１Ｅに連接される小翼１２と、が翼端外側になるに従って後退するように構成されているので、これら主翼１１の翼端近傍部分１１Ｅ及び小翼１２に対して垂直な方向の対気速度を低減することができる。従って、本実施の形態に係るロータブレード１０Ｅは遷音速特性に優れ、衝撃波の発生を遅れさせて、急激な抵抗増加を回避することができる。
【００７７】
なお、以上の各実施の形態においては、ロータブレードの主翼の後縁を前縁よりも翼端外側に突出させた例を示したが、必ずしも後縁を前縁よりも翼端外側に突出させなくてもよく、矩形状翼端部を有する主翼を採用することもできる。矩形状翼端部を有する主翼を採用した場合においても、小翼の翼弦長ｃ１を特定の長さ（例えば０．２Ｃ≦ｃ１≦０．５Ｃ）に設定し、小翼の翼端部を主翼の翼端部に対して特定長ｂ１だけ翼端外側に突出させ、この特定長ｂ１を特定の長さ（例えば０．２Ｃ≦ｂ１≦０．４Ｃ）に設定することにより、前記した翼端渦拡散作用及び騒音低減効果を得ることができる。
【００７８】
また、以上の各実施の形態においては、ロータブレードの小翼の翼弦長ｃ１の上限値を「０．５Ｃ」（主翼の翼弦長Ｃの５０％の長さ）に設定し、下限値を「０．２Ｃ」（主翼の翼弦長Ｃの２０％の長さ）に設定した例を示したが、これら上限値及び下限値は、所望の翼端渦拡散作用が得られる範囲で、ロータブレードの大きさや形状に応じて適宜変更することができる。但し、小翼の翼弦長ｃ１の下限値は、小翼の機能を果たすために最低限必要な値α（＞０）を下回らないようにする。
【００７９】
また、以上の各実施の形態においては、ロータブレードの特定長ｂ１の上限値を「０．４Ｃ」（主翼の翼弦長Ｃの４０％の長さ）に設定し、下限値を「０．２Ｃ」（主翼の翼弦長Ｃの２０％の長さ）に設定した例を示したが、これら上限値及び下限値は、所望の翼端渦拡散作用が得られる範囲で、ロータブレードの大きさや形状に応じて適宜変更することができる。例えば、特定長ｂ１の上限値を「０．５Ｃ」（主翼の翼弦長Ｃの５０％の長さ）に設定し、下限値を０．２Ｃ未満の正定数「β（＞０）」に設定することができる。
【００８０】
また、第２の実施の形態においては、主翼１１の翼端近傍部分１１Ａの下反角δ１を小翼１２Ａの下反角δ２よりも大きく設定した例（δ１＞δ２）を示したが、小翼１２Ａの下反角δ２を主翼１１の翼端近傍部分１１Ａの下反角δ１よりも大きく設定することもできる（δ２＞δ１）。かかる場合には、小翼１２Ａの翼端部から放出される翼端渦を、主翼１１の翼端部から放出される翼端渦の下方に位置させることができ、これら２つの翼端渦を効果的に干渉させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００８１】
【図１】本発明の第１の実施の形態に係るロータブレードの翼端近傍部分を示す平面図である。
【図２】（ａ）は従来のロータブレードを用いた場合に発生する翼端渦を説明するための説明図、（ｂ）は本発明の第１の実施の形態に係るロータブレードを用いた場合に発生する翼端渦の拡散作用を説明するための説明図、（ｃ）は（ｂ）に示した翼端渦を後方から見た状態を示す説明図である。
【図３】（ａ）はロータブレードの小翼の翼弦長を主翼の翼弦長の５％の長さに設定した場合における翼端渦の発生状況を示すグラフ、（ｂ）はロータブレードの小翼の翼弦長を主翼の翼弦長の３０％の長さに設定した場合における翼端渦の発生状況を示すグラフ、（ｃ）はロータブレードの小翼の翼弦長を主翼の翼弦長の５０％の長さに設定した場合における翼端渦の発生状況を示すグラフである。
【図４】ロータブレードの小翼の翼弦長と、ロータブレードから放出される翼端渦の最大周速度と、の関係を示すグラフである。
【図５】（ａ）はロータブレードに小翼を設けない場合における翼端渦の発生状況を示すグラフ、（ｂ）はロータブレードの小翼を設けるとともに特定長を主翼の翼弦長の２０％の長さに設定した場合における翼端渦の発生状況を示すグラフ、（ｃ）はロータブレードに小翼を設けるとともに特定長を主翼の翼弦長の４０％の長さに設定した場合における翼端渦の発生状況を示すグラフである。
【図６】特定長と、ロータブレードから放出される翼端渦の最大周速度と、の関係を示すグラフである。
【図７】小翼付き主翼を有するロータブレードを用いた場合の騒音低減効果を示すグラフである。
【図８】（ａ）は本発明の第２の実施の形態に係るロータブレードの翼端近傍部分を示す平面図、（ｂ）は（ａ）に示したロータブレードを後縁側から見た図である。
【図９】（ａ）は本発明の第３の実施の形態に係るロータブレードの翼端近傍部分を示す平面図、（ｂ）は（ａ）に示したロータブレードを翼端側から見た図である。
【図１０】本発明の第４の実施の形態に係るロータブレードの翼端近傍部分を示す平面図である。
【図１１】本発明の第５の実施の形態に係るロータブレードの翼端近傍部分を示す平面図である。
【図１２】本発明の第６の実施の形態に係るロータブレードの翼端近傍部分を示す平面図である。
【図１３】ＢＶＩ騒音の発生原理を説明するための説明図である。
【図１４】従来のロータブレードの矩形状翼端部を示す平面図である。
【図１５】従来のロータブレードの後退角付翼端部を示す平面図である。
【図１６】従来の小翼付きロータブレードの翼端近傍部分の構成を説明するための斜視図である。
【図１７】従来の小翼付きロータブレードの翼端近傍部分の構成を説明するための斜視図である。
【図１８】従来の小翼付きロータブレードの翼端近傍部分の構成を説明するための平面図である。
【符号の説明】
【００８２】
１０、１０Ａ〜１０Ｅ    ロータブレード
１１    主翼
１１Ａ、１１Ｅ    主翼の翼端近傍部分
１１ａ  主翼の前縁
１２、１２Ａ、１２Ｂ    小翼
１２ａ  小翼の前縁
ｂ１    特定長
Ｃ      主翼の翼弦長
ｃ１    小翼の翼弦長
δ１    主翼の翼端近傍部分の下反角
δ２    小翼の下反角
θ      取付角
【図１】
2005335621.tif 000003
【図２】
2005335621.tif 000004
【図３】
2005335621.tif 000005
【図４】
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【図５】
2005335621.tif 000007
【図６】
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【図７】
2005335621.tif 000009
【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】
2005335621.tif 000014
【図１３】
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【図１４】
2005335621.tif 000016
【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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