JPH0366198B2

JPH0366198B2 -

Info

Publication number: JPH0366198B2
Application number: JP57094144A
Authority: JP
Inventors: Fuiritsupu Jannjatsuku; Mariusu Kuroodo Rioteie Robeeru
Original assignee: Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA
Current assignee: Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA
Priority date: 1981-06-05
Filing date: 1982-06-03
Publication date: 1991-10-16
Also published as: IN156598B; DE3261125D1; FR2507149A1; FR2507149B1; BR8203434A; EP0067097A1; EP0067097B1; US4451206A; JPS57209499A

Description

【発明の詳細な説明】この発明は、航空機の回転翼の羽根端部に関す
るもので、特に、羽根端部の長さが羽根の長さの
５〜15％の間に在つて、羽根端部の前縁と後縁が
羽根の前縁と後縁に対しての後退角を以て延びる
と共に、羽根端部の最大翼弦が羽根端部に隣接す
る羽根の翼弦に大体等しく、羽根端部の前縁の終
点が羽根の前縁と後縁との中間の位置にある羽根
の長さ方向の線を越えて後方に位置されている航
空機回転翼の羽根端部に関する。

周知のように、回転翼付き航空機、特にヘリコ
プタの回転翼の羽根端部は、ヘリコプタのホバリ
ング中や、前進飛行中にも、回転翼の空力作動に
大きく影響する。実際に、羽根端部は、パワー損
失および騒音の発生源である最大の動圧および翼
端渦が現れる領域を形成している。

羽根端部の改良によつて航空機の性能が大幅に
向上することが出来、この問題に就いて多くの研
究がなされている。

例えば、仏国特許第2256868号明細書には、羽
根端部の湾曲した前縁により羽根の前縁を羽根の
後縁に結合することが記載されている。この構造
によれば、羽根端部の近傍では羽根の後縁が羽根
の前縁に対して平行で、外方に向けて長目と成
り、羽根のスパンに関して傾斜した平面に沿つて
羽根端部が羽根に連結されている。これにより、
羽根端部は羽根に関していかなる後退位置も占め
ていない。

他方、仏国特許第2311713号明細書記載の羽根
端部は、羽根端部が連結されている羽根の対応部
分よりも幅広で、特に前縁の外方突出部分を備え
ている。この構造によれば、羽根端部の前縁と後
縁は湾曲し、僅かに後退している。また、羽根端
部の前縁の終点は羽根の前縁に近い後方の位置に
ある。

仏国特許第2153252号、第2397328号および第
2408518号明細書に記載された羽根端部は、互い
に平行な後退した直線状の前縁と後縁を有し、こ
れら羽根端部が平行四辺形をなしている。最後
に、米国特許第4248572号明細書に記載された羽
根端部の直線状の前縁と後縁は後退していて、前
縁が後縁よりも大きく後退して、羽根端部がテー
パー状となつている。この構造によれば、前縁の
終点は、羽根の前縁と後縁との間の中間の線を越
えて後方に位置している。

この発明の目的は、羽根の回転速度と航空機の
前進速度とが加わつて超音速流域が現れる場合
に、前進する羽根に現れる衝撃を著しく減少した
り、或は衝撃の発生を防止するよう出来る羽根端
部を提供することにある。衝撃の強さは、羽根端
部において到達される最大速度に比例するので、
この過大な速度を減少することによつて衝撃を制
御することが出来る。従つて、この発明の主な目
的は、羽根端部の有害な平面形状に基づく羽根端
部における過大な速度を著しく減少することにあ
る。

この目的のために、この発明に依れば、航空機
の回転翼の羽根端部は、羽根端部のスパンすなわ
ち長さが羽根の長さの５〜15％の間に在つて、羽
根端部の前縁と後縁が羽根の前縁と後縁に対して
後退角を以て延びると共に、羽根端部の最大翼弦
が羽根端部に隣接する羽根の翼弦に大体等しく、
羽根端部の前縁の終点が羽根の前縁と後縁との中
間の位置にある羽根の長さ方向の線を越えて後方
に位置され、羽根端部が外側に向かつてテーパー
状になり、羽根の前縁線と羽根端部の前縁線との
接合点が羽根の後縁線と羽根端部の後縁線との接
合点よりも回転翼の軸心に近く、これら２つの接
合点の間にずれが在つて、羽根の長さ方向に平行
に測定したこのずれが羽根端部に隣接した羽根の
翼弦の５〜25％の間に在つて、羽根端部の前縁線
が湾曲して後退角が羽根に近い０〜30°の間の小
さな値から羽根の外側の60°〜90°の間の大きな値
にまで徐々に連続的に変化している。

実際に、次の４つの特徴、すなわち、 (1) 前縁の後退に関して後縁の後退を羽根の外方
にずらせ、 (2) 局所的な幾何学的後退角を大きな値にまで変
化させて羽根端部の最後の翼型の前縁を羽根端
部の最初の翼型の前縁よりも相当後方に持つて
くる或る数学的法則に従つて、前縁線を徐々に
後方に推移させ、 (3) 後縁線も後退させて、局所的な翼弦を羽根端
部の最初の翼型の翼弦に近づけるか、またはこ
れより小さくし、 (4) 羽根端部の最後の翼型（端縁）の翼弦を羽根
端部の最初の翼型の翼弦よりも相当小さい値に
するように、羽根端部の各翼型の局所的な翼弦
を推移させる、ことの組合わせによつて、羽根の先端と接触する
流体の局所的速度の値を減少して、ヘリコプタの
高前進速度に対し90°方位角の近くで従来の羽根
端部に現れる衝撃を減少し、更には完全に消失さ
せることができる。

特に、前縁線の後退角を羽根の長さ方向の位置
の関数として大きい値に増大することによつて、
前縁線の幾何学的後退角が端縁の近くで一定にな
る羽根端部に存在し且つ流体が著しく加速される
領域を、実質上除くことができる。この様な領域
は、前進する羽根の近傍（90°方位角）に衝撃を
発生する。この発明による羽根端部は既知の後退
羽根端部の空気力学的な見地からの改良を成すも
ので、この改良によつて回転翼に供給されるべき
動力が実質的に減少される。

この発明に従つた後退する後縁線を有する羽根
端部は、羽根端部の外側縁に衝撃が発生する恐れ
を除去するよう出来る。この様な衝撃は、後縁線
が羽根の通常部分と同一線上にあるか、または羽
根端部翼型の翼弦の推移する法則（厳密に減少す
る法則）の早すぎる変化をもたらす場合に見られ
る。

この発明に従つた羽根端部は、前進する羽根の
翼型に対応する方位について衝撃波を除去または
減衰することによつて、特に高速前進飛行の際
に、騒音を著しく減少する。

羽根端部の前縁線に就いては、羽根の長さ方向
に沿つた後退角の変化が羽根の長さ方向の少なく
とも大部分に就いて少なくともほゞ直線的に成る
ことが好ましい。

この前縁線について、羽根の長さ方向に沿つた
後退角の変化を、羽根端部の中心部分ではほゞ直
線的とし、両端では羽根の長さ方向の位置に依存
して、上記の後退角の変化の微分値が、最初は単
調減少し、次に単調増大するように出来る。

後縁線の後退部分は直線状または実質的に直線
状とすることが出来、例えば、製造上必要なら
ば、互いに連結した複数個の直線部分によつて後
縁線を形成することができる。

この発明の推奨実施例に依れば、羽根端部は長
さ方向に対して直角な２つの平行な端の翼型を有
し、内側端の翼型は羽根への連結部として役立ち
且つ外側の先端翼型よりも大きな翼弦を有し、外
側の先端翼型が内側端の翼型に対して後方にずれ
ており、後退角度が羽根に近いところの小さな値
から羽根の外側に向かう大きな値にまで徐々に連
続的に増大するように上記２つの翼型の翼弦の前
端が連結されると共に、羽根の後縁線の延長とし
ての直線状の後縁部分と、この後縁部分に続く直
線状の後退する後縁部分とによつて上記２つの翼
型の翼弦の後端が連結されている。

長さＥ、先端翼型の翼弦ｃ、外側の先端翼型の
後部の点から羽根の前縁線までの距離ｍ、先端翼
型の前部の点から羽根の前縁線までの距離ｌおよ
び上記後部の点から羽根の後縁線までの距離ｄと
の間には次の関係がある。

0.3Cｃ0.7C (1) 0.5CＥ1.5C (2) 好ましくは 0.7CＥ1.1C (3) 0.5CｌＣ (4) 1.1Cｍ1.5C (5) 0.1Cｄ0.5C (6) この発明に依る羽根端部の捩れは好ましくは羽
根端部に続く翼型の翼弦の予調節から成り、この
予調節は、先端翼型の翼弦の長さの25％±５％に
等しい距離にある該先端翼型の翼弦上の点を中心
として前縁の後方に回転させることゝ等しくし、
これら回転の中心となる上記の点の軌跡は、捩れ
が零となる羽根の根元の翼弦と羽根の通常部分の
捩れの軸線とによつて決められる平面内にある。
捩れは羽根端部に沿つて直線状にも非直線状にも
することが出来る。

この発明は添付図面を参照した以下の詳細な説
明から一層明確に理解されよう。

図面を参照すると、第１図に示したこの発明に
依る羽根１は、ハブと他方の羽根が図示されてい
ない回転翼の一部を形成している。この回転翼は
軸心Ｘ−Ｘの回りに回転する。羽根１は全長Ｒを
有し、この発明による羽根端部２を外方端に備え
ている。例えば、羽根端部２は軸心Ｘ−Ｘから測
定して0.9Rの値の距離に始まり、羽根端部２の
長さＥはこの場合0.1Rの値である。

図示の実施例では、羽根端部２は翼弦長Ｃの翼
型に対応する真直な翼型の部分に沿つて羽根１の
残部に接合されている。しかし、後に明らかにな
る様に別の仕方で、例えば斜線４に沿つて羽根１
の残部に翼型３を接合することが出来る（第２図
参照）。

羽根１は前縁５と後縁６とを有し、これら前後
縁５，６は平面で見て前縁線７と後縁線８とを
夫々画成している。

羽根端部２は、羽根１の残部と反対側の先端に
おいて、先端翼型９により画成され、先端翼型９
の面が翼型３の面と平行に成つている。先端翼型
９は翼型３より小さく、且つ翼型３よりも後部側
に寄り、すなわち後縁６の方にずれている。例え
ば、先端翼型９の翼弦長ｃは、先端翼型３の翼弦
長Ｃの30〜70％の間に在り、従つて、 0.3Cｃ0.7C (1) である。

第２図において、翼型３の前縁点と後縁点は
夫々符号Ａ，Ｂで示され、先端翼型９の対応する
前縁点と後縁点が夫々符号Ｇ，Ｈで示されてい
る。

羽根端部２の長さＥ（すなわち翼型３，９の間
の距離）は、 0.5CＥ1.5C (2) で、好ましくは 0.7CＥ1.1C (3) と成るように選ばれる。

また、前縁線７に対する先端翼型９の後退（す
なわち前縁線７と前縁点Ｇとの距離ｌ）は、 0.5CｌＣ (4) で、前縁点Ｇが羽根１の平均長さの線Ｌ−Ｌの後
方に位置されるように成る。

式(1)、(4)により定まるｃ，ｌの値は、更に次の
関係を満足しなければならない。

1.1Cｍ1.5C (5) （こゝでｍ＝ｌ＋ｃ） 0.1Cｄ0.5C (6) （こゝでｄ＝ｍ−Ｃ）こゝで、ｄは後縁の後退の大きさを表してい
る。

羽根端部２の前縁線は、前縁点Ａ，Ｇの間で、
平面で見て輪郭線１０に従つており、この輪郭線
１０の通常の点Ｍの後退角φが小さな値から大き
な値に徐々に変化している。

第３，４図に、前縁点Ａから測定した点Ｍの長
さｅの位置の関数としての後退角φの好ましい変
化の例が示される。

第３図において、輪郭線１０の後退角φは、２
つの値φ₀，φ_E（羽根端部２の翼型３と先端翼型９
の後退角度を夫々表わす）の間で直線的に変化す
る。この結果、輪郭線１０は対数曲線状の推移を
示している。

後退角度の値φ₀，φ_Eは、次の条件を満足しな
ければならない。

0°＜φ₀30° (7) および 60°＜φ_E90° (8) 好ましくは、 0°＜φ₀15° (9) 70°＜φ_E85° (10) 第３図において、直線１１はφ₀＝０となる展
開の例を示し、直線１２はφ₀≠０となる展開の
例を示す。

変形例として、第４図の曲線１３に対応する輪
郭線１０において、後退角φは、曲線１３の部分
１３′に対応する輪郭線１０の中心部でほぼ直線
状に変化し、輪郭線１０の両端（曲線１３の部分
１３″，１３）では非直線状に変化して、微分
値が長さ方向の位置に基づいて最初は単調に減少
し、次いで単調に増大している。

更に、羽根端部２の後縁線は、平面で見て点
B′，Ｈの間の直線部分１４を有している。点
B′は後縁線８上（またはその延長上）にあり、
後縁点Ｂに対して距離ｓだけ外方にずれている。

距離ｓは次の式を満足しなければならない。

0.05Cｓ0.25C (11) 第３図に対応するこの発明の第１の実施例にお
いて、上述した各パラメータは、次の数値を有す
る。

Ｅ＝ 0.7C ｍ＝ 1.3C ｓ＝0.18C ｌ＝0.79C φ₀＝0° φ_E＝77.5° 同様に、第４図に対応するこの発明の第２の実
施例においては、上述した各パラメーターは、次
の数値を有している。

Ｅ＝ 0.7C ｍ＝ 1.3C ｓ＝ 0.1C ｌ＝ 0.8C φ₀＝0° φ_E＝90° 従つて、２種の羽根端部２（第３，４図に各々
対応する）において、後縁側の直線部分１４は、
羽根端部２の翼型３の後縁線８に対して先端翼型
９の後縁側の点Ｈが明らかに後方に在るように後
退されている。後縁のこの後退は1.1C〜1.5Cの間
に在る値ｍによつて特徴付けられる。

直線部分１４の後退開始点B′は、羽根端部２
の先端翼型９の翼弦から距離Ｅ−ｓのところにあ
る。

後縁線のこの後退により、羽根端部２の外側縁
に衝撃が現れることを回避できる。この様な衝撃
は、直線部分１４が羽根１の通常部分の後縁線８
と同一直線上にある場合に起こり得る。

この発明に従つた２種の羽根端部２の輪郭線１
０と後縁線８と直線部分１４とにおいて、これら
羽根端部２の翼型の翼弦が、翼型の長さ方向位置
ｅとの関数として、最初は（後退角φ₀が比較的
小さいことゝ、ずれＢ−B′の存在とによつて）
非常に緩つくり変化し、次第に少しずつ大きく変
化している。

羽根端部２の翼弦のこの急激な減少と、羽根端
部２の適切な捩れとの組合わせは、渦の相互作用
を最小にするように羽根先端の渦の経路がこの様
に変更されるために、前進飛行やホバリングの際
に有用な効果を得ることを可能にする。

羽根端部２のこの有用な捩れは、翼弦１５の長
さの35±５％に等しい距離ｖにある翼弦線上の点
１６の回りに前縁線の輪郭線１０の後方に向けて
回転させることによつて、羽根端部２の各々の連
続する翼型の翼弦１５を予め調節することにより
出来る。この様な回転の中心点である点１６の軌
跡１７は、捩れが零となる羽根根元１８の翼弦
（第１図参照）と、羽根１の通常部分の捩れ軸１
９とによつて画成される平面内に在る。羽根端部
２のこの捩れは好ましくは直線状であり（すなわ
ち、捩れ角の変化は長さ方向位置ｅの関数として
直線状となり）、しかも負である（すなわち、先
端翼型９の点Ｇが翼型３の点Ａよりも低い）。し
かし、捩れの法則と捩れの方向は所要の用途に従
つて変更でき、例えば点Ｇを点Ａよりも高くでき
る。

回転翼の全体的性能に対するこの発明の羽根端
部２の平面形状の影響を示すために、発明者は、
回転翼の半径Ｒ（Ｒ＝0.857m）、翼弦長Ｃ（Ｃ＝
0.123m）、−12°の直線状捩れおよび翼型等に関す
る限り全く同一の２枚の３枚羽根回転翼に就いて
比較風洞試験を行つた。これらの回転翼の唯一の
相違点は、第１の回転翼はこの発明による羽根端
部２を備えているのに対し、第２の回転翼は長方
形の羽根端部を備えていることである。第５，
６，７図は、前進飛行時（第５，６図）とホバリ
ング時（第７図）に就いての風洞試験の結果を示
している。

これらの試験においては、比＝100P／１／2ρ（ωR）³Sσ と定義した動力の係数、比＝100F_z／１／2ρ（ωR）²Sσ と定義した揚力の係数とが用いられる。但し、Ｐ＝回転翼に供給される動力 ρ＝空気密度 ωR＝回転翼の周囲速度Ｓ＝回転翼の回転面積 σ＝3G／πR（回転翼の剛率） F_z＝回転翼の揚力第５図は、揚力の２つのレベル（10，15）に
ついて風洞中の風速V₀の関数として回転翼に供
給されるべき動力を表わす動力係数の変化を示
している。第５図から解るように、この発明によ
る羽根１を備えた回転翼は、所定の風速V₀に就
いてより少ない動力を必要とするので、この発明
による羽根１を備えた回転翼（曲線２０，２１参
照）は、長方形の羽根端部を備えた回転翼よりも
優れている。動力の利得は５〜８％にも成る。

第６図は、V₀＝90m／秒において要求される
揚力の関数としての動力係数の変化を示してい
る。回転翼の全有用揚力レベルにおいて、この発
明による羽根１を備えた回転翼（曲線２４参照）
の性能は、長方形の羽根端部を備えた羽根（曲線
２５参照）よりも優れている。最後に、揚力の
関数としての係数η_sを与える第７図は、ホバリン
グ時においてこの発明による羽根端部（曲線２６
参照）が、回転翼に要求される揚力と係りなく、
長方形の羽根端部を有する羽根（曲線２７参照）
よりも大きな係数（回転翼に供給される実際の動
力に対する理論的なフルード動力の比）を回転翼
について確保することを示している。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明による羽根端部を備えたヘリ
コプタの回転翼の羽根の概略斜視図、第２図はこ
の発明による羽根端部の概略平面図、第３，４図
は長さＥの関数としてこの発明による羽根端部の
前縁の後退角の変化の２つの例を示す線図、第
５，６，７図はこの発明による羽根端部を備えた
羽根と長方形の羽根端部を備えた同様の羽根との
比較試験の結果を示す線図である。図中、１……羽根、２……羽根端部、５……羽
根の前縁、６……羽根の後縁、７……羽根の前縁
線、８……羽根の後縁線、１０……輪郭線（羽根
端部の前縁線）、１４……直線部分（羽根端部の
後縁）、１８……羽根根元、Ｅ……長さ、Ｂ−Ｂ
……ずれ、φ，φ₀，φ_E……後退角。

Claims

【特許請求の範囲】１羽根端部の長さが羽根の長さの５〜15％の間
に在つて、羽根端部の前縁と後縁が羽根の前縁と
後縁に対して後退角を以て延びると共に、羽根端
部の最大翼弦が羽根端部に隣接する羽根の翼弦に
大体等しく、羽根端部の前縁の終点が羽根の前縁
と後縁との中間の位置にある羽根の長さ方向の線
を越えて後方に位置され、羽根端部が外側に向か
つてテーパー状になり、羽根の前縁線と羽根端部
の前縁線との接合点が羽根の後縁線と羽根端部の
後縁線との接合点よりも回転翼の軸心に近く、こ
れら２つの接合点の間にずれが在つて、羽根の長
さ方向に平行に測定した該ずれが羽根端部に隣接
した羽根の翼弦の５〜25％の間に在つて、羽根端
部の該前縁線が湾曲して後退角φが羽根に近い0°
〜30°の間の小さな値φ₀から羽根の外側の方への
60°〜90°の間の大きな値φ_Eにまで徐々に連続的に
変化している航空機回転翼の羽根端部。２長さ方向に沿つた後退角φの変化を少なくと
も長さ方向の大部分に亙つて少なくとも近似的に
直線状とした特許請求の範囲第１項記載の航空機
回転翼の羽根端部。３長さ方向に沿つた後退角φの変化を羽根端部
の中心部では近似的に直線状とし、両端では長さ
方向位置に依存して上記変化の微分値が最初は単
調減少し、次いで単調増大する特許請求の範囲第
２項記載の航空機回転翼の羽根端部。４後縁線の後退部分を直線状とした特許請求の
範囲第１項記載の航空機回転翼の羽根端部。５羽根の長さ方向に直角な２つの平行な翼型を
有し、内側の翼型は羽根への連結部分として役立
ち、且つ外側の先端翼型よりも大きな翼弦を有
し、該外側の先端翼型は内側の翼型に対して後方
にずれていて、後退角φが羽根に近いところの小
さな値φ₀から羽根の外方への大きな値φ_Eにまで
徐々に連続的に増大し、上記２つの翼型の翼弦の
後端が羽根の後縁線の延長としての直線状の後縁
部分と、この後縁部分に続く直線状の後退した後
縁部分とによつて互いに連結されるようにした特
許請求の範囲第１項記載の航空機回転翼の羽根端
部。６長さＥ、先端翼型翼弦ｃ、外側の先端翼型の
後部の点から羽根の前縁線までの距離ｍ、先端翼
型の前部の点から羽根の前縁線までの距離ｌおよ
び上記後部の点から羽根の後縁線までの距離ｄを
次の関係とした特許請求の範囲第５項記載の航空
機回転翼の羽根端部。 0.3C≦ｃ≦0.7C 0.5C≦Ｅ≦1.5C 好ましくは 0.7C≦Ｅ≦1.1C 0.5C≦ｌ≦Ｃ 1.1C≦ｍ≦1.5C 0.1C≦ｄ≦0.5C ７後退角φの値φ₀，φ_Eを次の関係に対応させ
た特許請求の範囲第１項記載の航空機回転翼の羽
根端部。 0°≦φ₀≦15° 70°≦φ_E≦85° ８捩れが羽根端部に続く翼型の翼弦の予調節か
ら成り、この予調節は、先端翼型の翼弦の長さの
25％±５％に等しい距離にある該先端翼型の翼弦
上の点を中心として前縁の後方に回転させるこ
とゝ等しくし、これらの回転の中心となる上記点
の軌跡は、捩れが零となる羽根根元の翼弦と羽根
の通常部分の捩れ軸線とにより画成される平面内
にあるようにした特許請求の範囲第１項記載の航
空機回転翼の羽根端部。９羽根端部の長さに沿つて捩れ角を直線状に変
化させた特許請求の範囲第８項記載の航空機回転
翼の羽根端部。