(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
前縁（２２）と後縁（２３）との間を翼弦に沿って延び、かつロータの回転軸（Ｚ−Ｚ）周りに回転するロータハブ（２７）に接続される翼付根（２６）を設けた基部（２５）と、自由端における翼端（２８）との間を、翼幅に沿って延びる空力的輪郭主要部（２１）を含む航空機回転翼用ブレードにおいて、
前記空力的輪郭主要部（２１）は、ロータ回転軸（Ｚ−Ｚ）の反対側に位置し、翼端（２８）に隣接する外側の端部（３１）を含み、前記端部（３１）は、Ｒを前記ロータ回転軸（Ｚ−Ｚ）と前記翼端（２８）との間で測定したロータ半径として、少なくとも０．２Ｒの距離にわたって翼幅に沿って前記翼端（２８）から延び、前記端部（３１）は少なくとも０．１５Ｒの翼幅に沿った距離にわたって後方に反っており、前記空力的輪郭主要部（２１）は後方に反った端部（３１）の内側にすぐ隣接する前方に反った部分（３２）も含んでおり、前記空力的輪郭主要部（２１）は翼幅に沿って漸減する翼弦部（３２ｂ−３１）によって前記翼端（２８）の方向に延長された、漸増する翼弦部（３３−３２ａ）をさらに含むことを特徴とする、航空機回転翼用ブレード。
【請求項２】
前記漸増する翼弦部（３３−３２ａ）は、少なくとも、前記前縁（２２）が前記翼端（２８）の方向に翼幅に沿って、ロータ面内のブレードの前方を向いた区域を含む、請求項１記載のブレード。
【請求項３】
前記漸増する翼弦部（３３−３２ａ）は、少なくとも、前記後縁（２３）が前記翼端（２８）の方向に翼幅に沿って、ロータ面内のブレードの後方を向いた区域（３３）を含む、請求項１または２記載のブレード。
【請求項４】
前記前方へ反った部分（３２）は、前記翼端（２８）の方向に翼幅に沿って互いに隣接する内側部分（３２ａ）と外側部分（３２ｂ）を含み、前記内側部分（３２ａ）は前記外側部分（３２ｂ）の方向に翼幅に沿って漸増する翼弦であり、前記外側部分（３２ｂ）は一方では後方に反った端部（３１）に隣接し、他方では前記後方に反った端部（３１）の方向に翼幅に沿って漸減する翼弦である、請求項１から３のいずれか１項記載のブレード。
【請求項５】
前記後方に反った端部（３１）は、翼幅に沿った位置が前記ロータ回転軸（Ｚ−Ｚ）から０．５Ｒと０．８Ｒの間であるブレード基準断面で始まり、ブレード回転面内のピッチ軸（２９）に対して、前記ブレード回転面内の、前記後方に反った端部（３１）の四分の一翼弦線（２４）がなす角度である、後方への反り角は１０゜と４０゜の間である、請求項１から４のいずれか１項記載のブレード。
【請求項６】
前記前方に反った部分（３２）は、翼幅に沿った位置が前記ロータ回転軸（Ｚ−Ｚ）から０．３５と０．６５Ｒの間であるブレード基準断面で始まり、翼幅に沿った位置が前記ロータ回転軸（Ｚ−Ｚ）から０．５とおよそ０．８Ｒの間であるブレード基準断面まで延び、ブレード回転面内のピッチ軸（２９）に対して、前記ブレード回転面内の、前記前方に反った端部（３２）の四分の一翼弦線（２４）がなす角度である、前方への反り角は２０゜以下である、請求項１から５のいずれか１項記載のブレード。
【請求項７】
前記基部（２５）からその前方に反った部分（３２）まで延びる、反りの無い部分を有する空力的輪郭主要部（２１）の内側部分（３３）を含む、請求項１から６のいずれか１項記載のブレード。
【請求項８】
ブレード最大翼弦基準断面が、前記ロータ回転軸（Ｚ−Ｚ）からおよそ０．４５Ｒと０．７５Ｒの間の区域に位置し、最大翼弦の値は基部における翼弦のおよそ１０５％と１５０％の間である、請求項１から７のいずれか１項記載のブレード。
【請求項９】
その空力的輪郭主要部内に、前記翼端（２８）の方向に翼幅に沿って前記ロータ回転軸（Ｚ−Ｚ）からおよそ０．２Ｒからおよそ０．６７Ｒまで漸増する翼弦を含み、前記翼弦は前記基部（２５）における翼弦のおよそ１３３％の最大値を有し、最大翼弦を有するブレード基準断面は、前記前方に反った部分（３２）内の、前方へ向かう最大前傾基準断面よりも前記基部（２５）に近く位置し、前記翼弦は翼幅に沿って前記翼端（２８）まで減少し、そこで翼弦は前記基部（２５）における翼弦のほぼ半分に等しい、請求項８記載のブレード。
【請求項１０】
少なくとも前記後方に反った端部（３１）において、前記翼端（２８）の方向に翼幅に沿って減少する相対厚さを有する、請求項１から９のいずれか１項記載のブレード。
【請求項１１】
線形ねじり法則を有し、ねじりは前記ロータ回転軸（Ｚ−Ｚ）から前記翼端（２８）までおよそ−１０゜だけ変化する、請求項１から１０のいずれか１項記載のブレード。
【請求項１２】
前記後方に反った端部（３１）は、ほぼ矩形もしくは台形の平面形状を有する、請求項１から１１のいずれか１項記載のブレード。
【請求項１３】
前記後方に反った端部（３１）は、後方に反った放物線展開を有する、請求項１から１１のいずれか１項記載のブレード。
【請求項１４】
前記後方に反った端部（３１）から外向きに突出する翼端（２８）は、反りが無いかもしくは前方へ反るかもしくは放物線平面形状を有する、請求項１から１３のいずれか１項記載のブレード。
【請求項１５】
ロータ回転軸（Ｚ−Ｚ）の周りを回転するハブ（７，２７）に、翼付根（６，２６）により接続された少なくとも２つのブレードを有する航空機回転翼用ブレードにおいて、各ロータブレードが請求項１から１４のいずれかの１項に従ったブレードであることを特徴とする航空機回転翼用ブレード。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はヘリコプター主回転翼等の航空機回転翼用減音特徴を有するブレードに関する。
【０００２】
特に、本発明は特にヘリコプターやコンバーチブルの或る飛行段階、特に降下および着陸進入時における、著しい騒音源が回転翼とブレードが起す渦との相互作用により生じる飛行段階において、そのようなブレード付きのヘリコプターの主回転翼やコンバーチブル回転翼から発生する騒音を低減するために、形状が最適化されているブレードに関する。
【０００３】
【従来の技術】
航空機回転翼のブレードは通常翼弦に沿って前縁と後縁との間を延在し、翼幅に沿ってロータの回転軸周りに回転するロータハブに接続される翼付根を備えた基部と、自由端の翼端との間を延在する空力的輪郭主要部を含んでいる。
【０００４】
ロータの回転中に各翼端の内弧と外弧間の圧力差により翼端に渦が生じる。特に、低速進入段階等の飛行形態では、渦のブレード放出に続いてこれらの渦はブレードと干渉することがあり、ブレード面内の渦の通過により生じるブレード上の圧力勾配により非常に強烈な衝撃音を生じる。
【０００５】
この衝撃音源はブレードの前縁が、実際上その全翼幅に沿って、少なくとも一つ前のブレードにより生じる渦に同時に接触するという事実により生じるものである。
【０００６】
このような相互作用は、前方へ動くブレードと同様に後方へ動くブレードでも容易に発生する。
【０００７】
前方へ動くブレード側から、渦は第２四分区間（９０゜と１８０゜間のブレード方位、方位０゜は後方ブレードに対応するように決められている）へ放出され、第１四分区間（０゜と９０゜間の方位）内で干渉が生じる。主回転翼については、音の放出はヘリコプターの前進運動方向に方向性を有している。
【０００８】
後方へ動くブレード側から、渦は第３四分区間（１８０゜と２７０゜間のブレード方位）へ放出され、第４四分区間（２７０゜と３６０゜間の方位）内で干渉が生じる。主回転翼については、発生する騒音はヘリコプターの後方へ向いている。
【０００９】
着陸中の進入段階において、ブレード−渦干渉騒音はヘリコプターがとる下降角度に対応する下降角度に対して最大となるため、非常に有害である。
【００１０】
本発明の基礎にある主要な問題点は、特に放出されるブレード−渦干渉騒音が最大となる角度（およそ６゜の下降角）を包含する下降角範囲内のブレード−渦干渉騒音を低減することである。
【００１１】
ブレード−渦干渉騒音を低減するためのさまざまな手段が既に提案されており、それは２つの主要なタイプのパラメータに依存している。あるものは渦自体に関連しており、他のものはブレード−渦干渉の形状に関連している。したがって、既知のさまざまな手段は、放出される渦の特性、すなわち主として渦の強度および粘性半径を修正するか、あるいは主として干渉時のブレードと渦間の距離およびブレードと渦線間の水平角で決まる干渉の形状を修正する傾向があり、これらのさまざまなパラメータは主として飛行状態、回転翼のパワーおよび回転速度、含まれるブレード数およびそれらの形状（平面形状、ねじれ、空力的翼形および翼端）によって決まる。
【００１２】
放出時の渦の特性を修正するために提案されている既知の手段の中で、翼端に発生する渦の渦巻強度を低減するための第１群の手段と、渦巻強度を分散させるために翼端渦よりも内側に第２の渦を生成するための第２群の手段とを区別することができる。
【００１３】
第１群の既知の手段はそれ自体が消極および積極手段へ再分割され、翼端の放出渦の強度は、その場所におけるブレード上の翼幅循環勾配に直接関連するため、その手段を使用することにより翼幅上の空力的循環分布が修正され、最大局部荷重が翼端近くにあるためこの勾配はいっそう大きくなる。
【００１４】
既知の第１の消極手段は翼端を細くして最大局部循環をロータの内側へ向けて変位させるものであり、翼弦が細くなったさまざまな翼端形状が提案されている。
【００１５】
第２の既知の消極手段は、放出方位において、弱い翼端循環勾配へ導くためのねじり法則をブレードに適用するものである。
【００１６】
他の既知の消極手段は、渦の巻き上げ（rolling up）を防止するすなわち撹乱するために、翼端の端部翼形上に垂直補助翼を付加するか、あるいは渦の粘性半径を増すために翼端の前縁上にスポイラーを付加するものである。
【００１７】
既知の積極手段は、マルチサイクリックコントロールおよび個別のブレードコントロール等の適切なピッチのコントロール法則により、渦を拡散し、又は渦強度を低減するために、翼端において後縁へ向けて空気流を噴出して、干渉渦の放出方位におけるブレードの揚力ができるだけ低くなるように、ブレードのピッチを制御できるようにすることである。
【００１８】
渦強度を分散させる第２群の既知の手段は、翼端に小型翼を付加して、翼端と小型付加翼の端部とに一つずつの渦を強制的に発生させるものである。
【００１９】
騒音を低減するためにブレード−渦干渉形状の特性を修正する既知の手段も積極および消極手段へ再分割される。
【００２０】
積極手段は、この応用では負荷と下向きの誘起速度とを増大して渦の下向きの対流を加速させ、次に続くブレードが放出渦と衝突しないか衝突する可能性がほとんど無いようにするために、干渉方位と放出方位との間を前方へ移動するブレード側で最大となるように、ブレードのピッチを制御する前述のマルチサイクリックコントロールを含んでいる。
【００２１】
消極手段は、前縁の形状又は（各空力中心が通常対応する基準ブレード断面の翼弦の前方四分の一内に位置するため）四分の一翼弦線と呼ばれる翼幅に沿ったブレードの連続する基準流線形断面の空力中心を通る線の形状を修正するものである。事実、さまざまなブレード断面から放出される音響ピークが同位相の観察点に達するため、ブレード−渦干渉騒音は一層大きくなる。したがって、所与の方位においてブレードが渦線に平行であれば、さまざまなブレード断面が同時に渦と衝突する。ブレードと渦線間の平行関係を壊して音響源の位相をずらすために、より内側部分の後方にそった部分がブレードを平衡させるのに対して、外側部分が前方に反るようなブレードが提案されている。
【００２２】
ブレード−渦線干渉騒音は、最も騒音の高い形態から離れるように、降下角度および／もしくはヘリコプター速度を増加することにより、降下状態および／もしくはヘリコプター進入軌道を修正して低減することもできる。
【００２３】
しかしながら、快適性および安全性の点から８゜よりも大きい降下角を使用することは考えられず、ヘリコプターの保証降下角に対応する６゜の最適角度は最大騒音が放出される角度に近いため、この解決策を適用するのは困難である。ロータの音響の困った問題は回転速度の低減および／もしくはブレード数の増加により低減することもできるが、得られる利点は実際の飛行状態に著しく依存し、その間の降下勾配、風および速度の変動により、前記したさまざまなパラメータに対する相対的に独立した解決策が強いられる。
【００２４】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の基本となる問題点は、一方ではそのための既知の手段によるよりも著しい騒音源の衝撃特性を減衰させ、さらに降下角度とは無関係に、相互作用の形状の修正によりブレード−渦干渉騒音を低減し、かつ渦線とブレードの前縁間の特に水平の平行関係を壊すことにより音の放出を減少させることである。
【００２５】
本発明のもう一つの目的は、ブレードが発生する端部渦を修正しそして／又はブレード−渦距離を修正し、特に渦線とブレード間の垂直平行関係を壊すことにより回転翼の騒音を低減することである。
【００２６】
本発明のさらにもう一つの目的は、飛行範囲全体内でブレードの空力性能を犠牲にすることなくブレード−渦干渉騒音を低減させることである。
【００２７】
【課題を解決するための手段】
そのために、本発明は、空力的輪郭主要部が、ロータ回転軸の反対側に位置し、翼端に隣接する外側の端部を含み、端部は、Ｒをロータ回転軸と翼端との間で測定したロータ半径として、少なくとも０．２Ｒの距離にわたって翼幅に沿って翼端から延び、端部は少なくとも０．１５Ｒの翼幅に沿った距離にわたって後方に反っており、空力的輪郭主要部は後方に反った端部の内側にすぐ隣接する前方に反った部分も含んでおり、力的輪郭主要部は翼幅に沿って漸減する翼弦部によって翼端の方向に延長された、漸増する翼弦部をさらに含むことを特徴とする、航空機回転翼用ブレードを提案する。
【００２８】
このようなブレードでは、最大音響寄与区域であるブレード外端部が後方に反りを有することは、渦線とブレード前縁間の水平平行関係を壊す効果を有する。本発明のブレードの後方に反った端部の明確な特徴は、半径Ｒのすくなくとも２０％にわたって延びることであり、それは放射騒音の８０％以上に寄与しており、これに対して従来の既知のブレードの後方に反った翼端は、通常半径Ｒの５−１０％にわたって延び、Ｒの１８％を越えて延びることはない。本発明のブレードのもう一つの明確な特徴は、後方に反った端部の内側にすぐ隣接する前方に反った部分であり、それはさまざまなブレード断面により放出される圧力ピークの位相をずらせることにより、四分の一翼弦線周りのブレードの平衡を保証するだけでなく、ブレード−渦干渉騒音の低減にも寄与する。このようにして、ブレード−渦干渉の形状は、少なくともブレードの後方及び前方に反った隣接部におけるブレード前縁の所与の形状により修正することができる。
【００２９】
さらに、ブレード−渦距離を修正してブレードと干渉渦線間の垂直平行関係を壊すために、本発明のブレードはその空力的輪郭主要部が翼端の方向に翼幅に沿って漸増する翼弦部を含むという事実により、翼幅に沿ったオリジナル翼弦構成を有している。この漸増する翼弦部は、少なくとも前縁が翼端方向の翼幅に沿ってロータ面内のブレードの前方へ向かって配設された区域、および／または少なくとも後縁がやはり翼端方向の翼幅に沿ってロータ面内のブレードの後方へ向って配置された区域を含むことができる。このブレードの漸増する翼弦部は翼幅に沿った渦の垂直対流速度の変動を誘起し、それは垂直面内の平行関係を壊す効果がある。
【００３０】
さらに、翼幅に沿った翼弦のオリジナル構成はブレードの漸増する翼弦部が、翼端方向の翼幅に沿って、翼端方向に漸減する翼弦部によって延長されており、それは端部循環勾配を低減し、したがって翼端で放出される渦の強度を低減する利点がある。さらにこの翼弦構成は、後方および前方への反りの効果と結び付いてブレード−渦干渉騒音の衝撃性を低減する。
【００３１】
好ましいブレード形状に従って、その前方に反った部分は翼端方向の翼幅に沿って互いに隣接する内側部分および外側部分を含み、内側部分は外側部分の方向に翼幅に沿って漸増する翼弦であり、外側部分は一方では後方に反った端部に隣接し、他方ではこの後方に反った端部の方向に翼幅に沿って漸減する翼弦である。さらに、この後方に反った端部は翼端まで翼幅に沿って漸減する翼弦を有している。
【００３２】
ブレードは、さらに、下記の一つ以上の特徴を有することができる。
その後方に反った端部は、翼幅に沿った位置がロータ回転軸から０．５Ｒと０．８Ｒの間である基準ブレード断面で始まり、ブレード回転面内のピッチ軸に対して、ブレード回転面内の、後方に反った端部の四分の一翼弦線がなす角度である、後方への反り角は１０゜と４０゜の間である。
【００３３】
その前方に反った部分は、翼幅に沿った位置がロータ回転軸から０．３５と０．６５Ｒの間であるブレード基準断面で始まり、翼幅に沿ったその位置がロータ回転軸から０．５と０．８Ｒの間であるブレード基準断面まで延び、ブレード回転面内のピッチ軸に対して、ブレード回転面内の、前方に反った端部の四分の一翼弦線がなす角度である、前方への反り角は２０゜以下である。
【００３４】
その空力的輪郭主要部は基部からその前方に反った部分まで延びる反りの無い内側部分を含む。
【００３５】
ブレード最大翼弦基準断面はロータ回転軸からおよそ０．４５Ｒと０．７５Ｒ間の区域内に位置し、ブレードの最大翼弦の値は、０．２Ｒにおける、ブレード基部の翼弦のおよそ１０５％と１５０％の間である。
【００３６】
その空力的輪郭主要部は翼端方向への翼幅に沿ってロータ回転軸からおよそ０．２Ｒから０．６７Ｒまで漸増する翼弦を有し、そこで翼弦は基部における翼弦のおよそ１３３％の最大値を有し、最大翼弦を有するブレードの基準断面は、前方に反った部分の前方に向かう最大前傾基準断面よりも基部近くに位置し、次に翼弦は翼端まで翼幅に沿って低減されそこで基部における翼弦のほぼ半分に等しくなる。
【００３７】
ブレードは、少なくとも後方に反った端部において、翼端方向への翼幅に沿って減少する相対厚さを有する。
【００３８】
ブレードは線形ねじれ法則を有し、ブレードねじれはロータ回転軸から翼端までおよそ−１０゜変化する。
【００３９】
後方に反った端部は、ほぼ矩形もしくは台形の平面形状、あるいは後方に反った放物線展開を有する。
【００４０】
ブレードの後方に反った端部から外向きに突出する翼端は、反りが無いかもしくは前方に反るかもしくは放物線形の平面形状を有する。
【００４１】
本発明の他の目的は、ロータの回転軸の周りに回転するハブに翼付根により接続された少なくとも２つのブレードを有するロータを含む航空機回転翼であり、この翼は各ロータブレードが前記したようなブレードであることを特徴としている。
【００４２】
【発明の実施の形態】
次に本発明の実施の形態について、図面を参照して説明する。図１は本発明によるブレードの一実施の形態の平面図である。
【００４３】
図１において、ヘリコプターのメインロータブレードは空力的輪郭主要部２１を含み、それはロータ軸Ｚ−Ｚ周りを回転するロータハブ２７に、既知の方法でブレードが接続される翼付根２６を設けた基部２５と、ブレード自由端の翼端２８との間に延在する。ブレードピッチは、ロータ軸Ｚ−Ｚに対してほぼ放射状の直線状ピッチ変更軸２９の周りに制御することができる。基部における翼弦上のロータ半径に対するブレードのアスペクト比は１３と１７の間の値である。
【００４４】
空力的輪郭主要部２１は、翼端２８にすぐ隣接するロータ軸Ｚ−Ｚに対する外端部３１を含み、この端部３１はその全長にわたり後方に反った部分であり、翼幅に沿って０．２Ｒ以上の距離にわたって延在する。Ｒはロータ回転軸Ｚ−Ｚと翼端２８間で測定したロータ半径である。空力的輪郭主要部２１はまた、前方に反った部分３２も含んでおり、それはブレードの平衡を保証するために後方に反った部分３１の内側でそれにすぐ隣接している。
【００４５】
最後に、前方に反った部分３２と基部２５との間で、空力的輪郭主要部２１は反りの無い内側部分３３を含んでいる。
【００４６】
本発明に従って、前方に反った部分や後方に反った部分は、翼端２８の方向に翼幅に沿って、四分の一翼弦線２４がブレード回転面内のピッチ軸２９に対して、それぞれ、前方又は後方に配設されている部分であることが理解される。
【００４７】
後方に反った部分３１および前方に反った部分３２により、ロータ面内の、渦線とブレード前縁２２間の水平平行関係は壊されることが理解できる。事実、後方に反った部分３１および前方に反った部分３２において、ブレード内側部分３３内に位置する断面よりも或るブレード断面は先に渦と干渉し他の断面は後で干渉し、その結果音響ピークは異なる放射時点において異なる断面で放射され、異なる経過時間後に同じ観察点に達し、したがって位相がずれて衝撃音レベルは遥かに低減される。後方に反った部分３１は半径Ｒの少なくとも２０％にわたって延在する、すなわち放射騒音の８０％よりも多く寄与する区域にわたって延在することが非常に重要である。
【００４８】
さらに、四分の一翼弦線２４周りのブレードの平衡を保証する前方に反った部分３２は、前記した理由すなわちこの部分３２の異なるブレード断面により放出される圧力ピークの位相もずらすことにより、ブレード−渦干渉騒音の低減にも寄与する。
【００４９】
純粋に形状的な観点から、ブレードの外側部分の前方に反った部分は、前方へ動くブレード側からのブレード−渦干渉騒音を低減するのに後方に反った外側部分よりも効率的であり、それは第１の四分区間において前方へ反ったブレードの端部は、渦線と平行にはならないためであることが判っている。これに対して、後方に反ったブレード端部は９０゜付近の方位において渦線と平行になりやすい。しかしながら、前方に反った端部を有するブレードは、本発明のブレードよりも空力弾性安定度が低く、さらに、前方に反った端部により特に前方へ動くブレード側からのねじり応力は非常に顕著なものとなる。さらに、ブレード外側部分前方に反った端部によりこのブレード端部と渦線間の平行関係は、第４の四分区間において後方へ動くブレード側から、強化されてブレード−渦干渉騒音レベルが著しく増大する。これに対して、外側部分後方に反った端部を有する本発明によるブレードでは、後方へ動くブレード側から、渦線と前縁２２間の角度が増加して対応する干渉騒音を低減することができる。
【００５０】
図示する好ましいブレードの例では、空力的輪郭主要部２１が、翼端２８とその翼付根２６により軸Ｚ−Ｚを有するロータハブ２７に接続されている基部２５との間を延在しており、それは後方に反った外側端部３１、後方に反った外側端部３１の内側でそれにすぐ隣接する前方に反った部分３２、および前方に反った部分３２を基部２５に接続する反りの無い内側部分３３を含んでいる。
【００５１】
より詳細には、前方に反った部分３２は、翼端２８の方向に翼幅に沿って、互いに隣接する内側部分３２ａおよび外側部分３２ｂを含んでいる。内側部分３２ａは、外側部分３２ｂの方向に翼幅に沿って漸増する翼弦を有し、外側部分３２ｂは後方に反った端部３１にすぐ隣接しこの後方に反った部分３１の方向に翼幅に沿って漸減する翼弦を有している。この後方に反った部分３１自体が翼端２８まで翼幅に沿って漸減する翼弦を有している。さらに、内側部分３３も、反りは無いが、基部２５から前方へ反った部分３２の内側部分３２ａまで漸増する翼弦を有している。
【００５２】
このようにして、空力的輪郭主要部２１は、基部２５の外側に、翼端２８の方向に翼幅に沿って漸増する翼弦を有する部分を含み、それは部分３３および３２ａに対応し、この漸増する翼弦部は、部分３２ｂおよび後方に反った部分３１に対応する漸減する翼弦部により、翼端２８の方向に翼幅に沿って延長される。
【００５３】
部分３３および３２ａにより画定される漸増する翼弦部は、前縁２２が翼端２８の方向に翼幅に沿ってロータ面内でブレードの前方へ向かって配設される区域であり、反りの無い部分３３内に位置する後縁区域２３は、翼端２８の方向に翼幅に沿ってロータ面内のブレード後方へ向かって配設される。前方に反った部分３２および後方に反った部分３１において、四分の一翼弦線２４はピッチ軸２９のそれぞれ前方または後方へ向かって配設されており、前縁２２および後縁２３は、共に部分３２ａが前方に反り、部分３１が後方に反っている。したがって、この後方に反った部分３１はほぼ台形の平面形状を有している。
【００５４】
前方に反った部分３２および後方に反った部分３１によって、図示するブレードは、渦線とブレード前縁２２間の水平平行関係を破ることにより、ブレード−渦干渉騒音の衝撃性を低減する利点を有する。さらに、干渉渦線がロータ面で平行であるだけでなく垂直面でも擬似平行である従来の矩形ブレードで見られるものとは対照的に、翼幅に沿ったそのオリジナルな翼弦構成により、図示するブレードはブレード渦線を全体的な方法で移行させるだけでなく、さまざまなブレード干渉断面の垂直面内のブレード−渦距離を修正して渦の平行関係を壊すことにより、ブレード−渦距離を修正することができる。
【００５５】
本発明のブレードでは、ロータ推力を維持するために、ロータ半径Ｒのおよそ０．７Ｒに位置するブレード断面まで翼弦が増大し、次に翼端２８まで減少するという、翼幅に沿ったその翼弦の変化法則により垂直面内の平行関係が壊される。この翼弦構成により揚力、したがって誘起される下向き速度が、最大翼弦に近い翼幅部分で増大することができ、渦はこの区域内で下向きに送られる。このようにして放出される渦線は、放出方位と干渉方位との間のロータディスク部内を次のブレードが通過することにより変形される。この効果は、ブレード−渦干渉騒音の衝撃性を低減するために、部分３２の前方への反りの効果と部分３１の後方への反りの効果に加えられる。この翼弦構成のもう一つの利点は、最大揚力をブレード内側部分へ向けて変位させることにより翼端２８レベルにおける循環勾配を低減することであり、それにより翼端２８における放出渦の強度が低減される。
【００５６】
この翼弦変化法則の他に、ブレードは下降飛行だけでなく低速および高速水平飛行における騒音深さを減少するように決定される断面厚さ構成を有している。その目的のために、厚さ変化法則が、ブレード断面の輪郭の相対厚さの減少に対応し、相対厚さが当該翼弦断面のおよそ１２％である翼付根２６から、翼端２８における相対厚さが当該翼弦断面のおよそ７％の翼端２８までに対応する。翼幅と共に厚さが減少する断面を選択することにより、良好な空力および音響性能を得ることができる。
【００５７】
これらの断面は、ブレードに対して線形ねじり法則を採用することを可能とし、空力的ねじりはロータ中心すなわちＺ−Ｚ軸のレベルから翼端２８までおよそ−１０゜減少する。
【００５８】
従来の方法では、ロータ中心Ｚ−Ｚから翼端２８へ向けてブレード断面をカバーすることにより、前縁２２が下げられる場合にねじりは負に測定され、当該輪郭に伴うゼロ揚力発生を空力ねじりへ付加することにより最終的形状設定が得られる。
【００５９】
四分の一翼弦線２４（連続する空力的輪郭ブレード断面の空力中心の場所に対応する）は区分ごとに線形である。後方に反った部分３１は、０．５Ｒと０．８Ｒの間の翼幅内に配置されたブレード断面で始まり、１０゜から４０゜の間の後方反り角を有している。最適の実施例では、後方に反った部分３１は、０．８ＲとＲの間を延在し、後方反り角は２１゜である。前方に反った部分３２は翼幅に沿った位置が０．３５Ｒと０．６５Ｒの間である基準ブレード断面で始まって、翼幅に沿った位置がおよそ０．５Ｒと０．８Ｒの間である基準ブレード断面まで延在することができ、前方反り角は２０゜以下である。最適の実施例では、前方に反った部分３２は０．４５Ｒと０．８Ｒの間を延在し、前方反り角は３．８゜である。この前方反り角は、ブレード上のねじり応力およびピッチ制御力を最小限に抑えるように決定されている。好ましくは、反りの無い部分３３は基部２５から翼幅内の０．４５Ｒに位置するブレード断面まで延在している。
【００６０】
最大翼弦ブレード断面は翼幅内の０．４５Ｒと０．７５Ｒの間に位置しており、最大翼弦の値は基部翼弦（０．２Ｒにおける）の１０５％と１５０％の間である。最適の実施例では、翼弦ｃは翼幅内の０．２Ｒである部分３３の始まりまで基部内で一定であり、次に翼弦は０．４５Ｒにおける部分３３ａの始まりにおいて１．１ｃの値まで漸増し、部分３２ａと３２ｂ間の境界に対応する０．６７Ｒに位置する断面において１．３ｃの値に達する。１．３ｃもしくは１．３３ｃの最大翼弦断面は四分の一翼弦線２４の前方へ向かう最大前傾断面よりも基部２５に近い位置にあり、最大傾斜断面は前方に反った部分３２と後方に反った部分３１との接合部で０．８Ｒにある。後方に反った部分３１において、翼弦は翼端２８まで減少し、そこでは０．５ｃに等しい（付根における翼弦の半分）。
【００６１】
バリエーションとして、後方に反った部分３１において、前縁２２は少なくとも翼端２８に最も近い部分に放物線展開を有することができる。しかしながら、外端部３１が後方に反った放物線展開を有することもできる。
【００６２】
このようなブレードでは、最初に音響の目的で実施されたその外端部３１の後方反りにより、同時に高速空力性能も改善される。非常に高い速度に対しては、外端部３１は最適化された形状、例えば下向きの上反角を有する漸増放物線の反りを受け入れることができる。この種の端部は高速における衝撃騒音に対して有益に思われる。飛行下降中のブレード−渦干渉騒音に関して、このような形状はブレードと干渉渦との間の平行関係の破壊効果を強め、さらに渦強度を低減できるという利点を有する。
【００６３】
またバリエーションとして、翼端２８の形状は図１に示すものとは異なることができる。特に、翼端は、後方に反った端部３１から外向きに突出する、翼幅に沿い反りが無いか又は前方に反ったフィンを含むか、あるいは面内に放物線形状を有する翼端とすることができる。しかしながら、この翼端はＲの５％以上は延在しないので、Ｒの少なくとも２０％を越えて延在する外端部３１は、少なくともＲの１５％にわたる後方への反りを有するようになる。
【００６４】
ブレードは６゜付近の下降角、および１２５ｋｍ／時付近の飛行速度に対してブレード−渦干渉騒音を低減するために最適化される。放物線翼端および翼幅の５から８％にわたって延在する下向きの上反角を有する矩形平面形状の従来のブレードに対して、本ブレードは６ｄＢＡよりも高い利得が得られる。下降角の関数としてのその音響レベル曲線は、従来のブレードの対応する曲線とは異なり特定の下降角に対して高い極限は持たず、水平飛行と１２゜の下降飛行との間で本発明のブレードの音響レベルは６ｄＢＡ以上変動することはなく、より大きい下降角に対しては迅速に減少し、使用可能な下降角範囲内で音響レベルは従来のロータ音響レベルよりも幾分低いままである。本発明のブレードにより、実際の飛行状況では避けられない大気状態の傾斜変動や変化による音響レベルの激しい増加は発生しない。さらに、周辺速度が同じであれば、本ブレードは、２１０ｋｍ／時の水平飛行において５ｄＢＡよりも高い利得、２５０ｋｍ／時では４ｄＢＡの利得が与えられ、これらの音響利得には前進速度に無関係に安定飛行および水平飛行における消費馬力の低減が伴う。事実、本発明のブレードの振動レベルは従来のブレードのそれよりも低い。
【００６５】
これらのさまざまな理由のために、ヘリコプターのメインロータに本発明によるブレードを取り付けることは非常に有効である。
【００６６】
【発明の効果】
本発明の回転翼用ブレードは、上述のような形状を採用したことによって、従来のブレードよりも騒音源の衝撃特性を著しく減衰させ、降下角度とは無関係にブレード−渦干渉騒音を低減し、渦線とブレードの前縁間との水平平行関係を壊して音の放出を減少させ、またブレードが発生する端部渦を修正するか又はブレード−渦距離を修正して渦線とブレード間の垂直平行関係を壊して騒音を低減し、さらにブレードの空力特性を犠牲にすることなく騒音を低減させるという効果がある。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明によるブレードの好ましい実施例の平面図。
【符号の説明】
２１    空力的輪郭主要部
２２    ブレード前縁
２３    ブレード後縁
２４    四分の一翼弦線
２５    基部
２６    翼付根
２７    ロータハブ
２８    翼端
２９    ピッチ変化軸
３１    後方に反った端部／外端部
３２    前方に反った部分
３２ａ    内側部分
３２ｂ    外側部分
３３    反りの無い内側部分
【図１】
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