JP2000103398A - ヘリコプタブレード用翼型 - Google Patents
ヘリコプタブレード用翼型Info
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- JP2000103398A JP2000103398A JP10273792A JP27379298A JP2000103398A JP 2000103398 A JP2000103398 A JP 2000103398A JP 10273792 A JP10273792 A JP 10273792A JP 27379298 A JP27379298 A JP 27379298A JP 2000103398 A JP2000103398 A JP 2000103398A
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Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【課題】 最大揚力係数および揚抗比が大きく、騒音レ
ベルの低減化、ピッチングモーメントの低減化を実現す
るヘリコプタブレード用翼型を提供する。 【解決手段】 ＡＫ１００Ｄ−ＴＡＢの翼型形状を示す
グラフであり、厚み比１０％、後縁タブ長８％翼弦長、
後縁タブ角０°の例である。従来の対称翼（たとえば、
ＮＡＣＡ００１０）と比べて、前縁半径およびキャンバ
ラインの最適化を図ることによって、翼型の上面におけ
る圧力分布、特に前縁付近で圧力ピークが抑制されて、
全体の圧力分布が平坦化される。またＡＫ１００Ｄの特
性を保持しているため、前縁半径およびキャンバライン
の最適化によって、最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きく向
上している。さらに、ＡＫ１００Ｄの後縁に所定長さの
タブを付加することによって、ピッチングモーメントＣ
ｍを低減化している。
ベルの低減化、ピッチングモーメントの低減化を実現す
るヘリコプタブレード用翼型を提供する。 【解決手段】 ＡＫ１００Ｄ−ＴＡＢの翼型形状を示す
グラフであり、厚み比１０％、後縁タブ長８％翼弦長、
後縁タブ角０°の例である。従来の対称翼（たとえば、
ＮＡＣＡ００１０）と比べて、前縁半径およびキャンバ
ラインの最適化を図ることによって、翼型の上面におけ
る圧力分布、特に前縁付近で圧力ピークが抑制されて、
全体の圧力分布が平坦化される。またＡＫ１００Ｄの特
性を保持しているため、前縁半径およびキャンバライン
の最適化によって、最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きく向
上している。さらに、ＡＫ１００Ｄの後縁に所定長さの
タブを付加することによって、ピッチングモーメントＣ
ｍを低減化している。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ヘリコプタブレー
ド用翼型に関する。
ド用翼型に関する。
【０００２】
【従来の技術】図４は、ヘリコプタが前進飛行する時の
ロータ空力特性を示す説明図である。図４（ａ）に示す
ように、ロータ半径Ｒのロータがロータ回転角速度Ωで
回転するヘリコプタ１が飛行速度Ｖで前進する場合、ロ
ータ回転速度および飛行速度Ｖが加算された状態になる
前進側ブレードと、ロータ回転速度に対して飛行速度Ｖ
が減算された状態になる後退側ブレードとでは対気速度
が大きく相違する。
ロータ空力特性を示す説明図である。図４（ａ）に示す
ように、ロータ半径Ｒのロータがロータ回転角速度Ωで
回転するヘリコプタ１が飛行速度Ｖで前進する場合、ロ
ータ回転速度および飛行速度Ｖが加算された状態になる
前進側ブレードと、ロータ回転速度に対して飛行速度Ｖ
が減算された状態になる後退側ブレードとでは対気速度
が大きく相違する。
【０００３】特に、アジマス角（ヘリコプタ１の後方を
基準として反時計周りの角度）Ψ＝９０°の位置で前進
側ブレードの対気速度が最大になり、ブレード先端での
対気速度はΩＲ＋Ｖとなる。一方、アジマス角Ψ＝２７
０°の位置で、後退側ブレードの対気速度が最小とな
り、ブレード先端での対気速度はΩＲ−Ｖとなる。さら
に、ブレードの中間位置での対気速度はΩＲ＋ＶとΩＲ
−Ｖとを比例配分した値になり、たとえばΩＲ＝７９５
ｋｍ／ｈ、Ｖ＝２７８ｋｍ／ｈと仮定すると、図４
（ａ）に示すように後退側ブレードの根元から約３５％
の位置で対気速度が０になる。
基準として反時計周りの角度）Ψ＝９０°の位置で前進
側ブレードの対気速度が最大になり、ブレード先端での
対気速度はΩＲ＋Ｖとなる。一方、アジマス角Ψ＝２７
０°の位置で、後退側ブレードの対気速度が最小とな
り、ブレード先端での対気速度はΩＲ−Ｖとなる。さら
に、ブレードの中間位置での対気速度はΩＲ＋ＶとΩＲ
−Ｖとを比例配分した値になり、たとえばΩＲ＝７９５
ｋｍ／ｈ、Ｖ＝２７８ｋｍ／ｈと仮定すると、図４
（ａ）に示すように後退側ブレードの根元から約３５％
の位置で対気速度が０になる。
【０００４】このようにブレードが一回転する間、ブレ
ードの対気速度は大きく変化するため、種々の現象が発
生する。前進側ブレードにおいては、対気速度が音速に
近付くにつれて抗力係数Ｃｄが急激に増加する。対気速
度をマッハ数Ｍで表現した場合に、抗力係数Ｃｄの増分
ΔＣｄをマッハ数の増分ΔＭで除算した値ΔＣｄ／ΔＭ
が０．１になるときのマッハ数を抗力発散マッハ数Ｍｄ
ｄで定義している。抗力発散マッハ数Ｍｄｄはブレード
翼型に依存し、この数値が大きいほどブレードの対気速
度を大きく確保できるため、優れたブレードとなる。一
般に、前進側ブレード先端の対気速度もマッハ０．８５
程度に設定される。
ードの対気速度は大きく変化するため、種々の現象が発
生する。前進側ブレードにおいては、対気速度が音速に
近付くにつれて抗力係数Ｃｄが急激に増加する。対気速
度をマッハ数Ｍで表現した場合に、抗力係数Ｃｄの増分
ΔＣｄをマッハ数の増分ΔＭで除算した値ΔＣｄ／ΔＭ
が０．１になるときのマッハ数を抗力発散マッハ数Ｍｄ
ｄで定義している。抗力発散マッハ数Ｍｄｄはブレード
翼型に依存し、この数値が大きいほどブレードの対気速
度を大きく確保できるため、優れたブレードとなる。一
般に、前進側ブレード先端の対気速度もマッハ０．８５
程度に設定される。
【０００５】一方、後退側ブレードにおいては対気速度
が大きく低下するため、前進側ブレード側と同等な揚力
を得るためにはブレードの迎角αを大きくする必要があ
り、一般にはブレードのピッチ角をアジマス角Ψに応じ
て制御するピッチ制御を行っている。ブレードのピッチ
角は、アジマス角Ψ＝９０°で最小、Ψ＝２７０°で最
大となるサイン波で制御されているが、そのときのブレ
ードの迎角αはブレード自体のフラッピング運動によっ
て、図４（ｂ）に示すように、スパン方向に変化する。
たとえば、Ψ＝９０°において、ブレードの迎角αは根
元で約０°、先端で約４°となる。またΨ＝２７０°に
おいて、ブレードの迎角αは根元で約０°、先端で約１
６〜１８°となって、失速角を超えてしまう。
が大きく低下するため、前進側ブレード側と同等な揚力
を得るためにはブレードの迎角αを大きくする必要があ
り、一般にはブレードのピッチ角をアジマス角Ψに応じ
て制御するピッチ制御を行っている。ブレードのピッチ
角は、アジマス角Ψ＝９０°で最小、Ψ＝２７０°で最
大となるサイン波で制御されているが、そのときのブレ
ードの迎角αはブレード自体のフラッピング運動によっ
て、図４（ｂ）に示すように、スパン方向に変化する。
たとえば、Ψ＝９０°において、ブレードの迎角αは根
元で約０°、先端で約４°となる。またΨ＝２７０°に
おいて、ブレードの迎角αは根元で約０°、先端で約１
６〜１８°となって、失速角を超えてしまう。
【０００６】後退側ブレードの評価項目として最大揚力
係数Ｃｌｍａｘおよび失速角があり、最大揚力係数Ｃｌ
ｍａｘは所定の翼型を持つブレードの迎角αを徐々に増
加させ、迎角αが失速角に至ったとき、このときの揚力
係数の最大値で定義される。一般に、これらの最大揚力
係数Ｃｌｍａｘおよび失速角は大きいほど優れたブレー
ドとされる。
係数Ｃｌｍａｘおよび失速角があり、最大揚力係数Ｃｌ
ｍａｘは所定の翼型を持つブレードの迎角αを徐々に増
加させ、迎角αが失速角に至ったとき、このときの揚力
係数の最大値で定義される。一般に、これらの最大揚力
係数Ｃｌｍａｘおよび失速角は大きいほど優れたブレー
ドとされる。
【０００７】図５は、ヘリコプタブレードの作動環境を
示すグラフである。アジマス角Ψ＝９０°付近の前進側
ブレードにおいて、マッハ数Ｍは抗力発散マッハ数Ｍｄ
ｄ近傍になり、揚力係数Ｃｌは約０になる。Ψ＝０°お
よび１８０°付近は飛行速度Ｖに依存しないホバーリン
グ状態となり、マッハ数Ｍは約０．６、揚力係数Ｃｌは
約０．６になる。アジマス角Ψ＝２７０°付近の後退側
ブレードにおいて、マッハ数Ｍは０．３〜０．５にな
り、揚力係数Ｃｌは最大揚力係数Ｃｌｍａｘ近傍の値に
なる。ブレードが一回転すると、これらの状態を往復す
るようにマッハ数および揚力係数が大きく変化すること
になる。
示すグラフである。アジマス角Ψ＝９０°付近の前進側
ブレードにおいて、マッハ数Ｍは抗力発散マッハ数Ｍｄ
ｄ近傍になり、揚力係数Ｃｌは約０になる。Ψ＝０°お
よび１８０°付近は飛行速度Ｖに依存しないホバーリン
グ状態となり、マッハ数Ｍは約０．６、揚力係数Ｃｌは
約０．６になる。アジマス角Ψ＝２７０°付近の後退側
ブレードにおいて、マッハ数Ｍは０．３〜０．５にな
り、揚力係数Ｃｌは最大揚力係数Ｃｌｍａｘ近傍の値に
なる。ブレードが一回転すると、これらの状態を往復す
るようにマッハ数および揚力係数が大きく変化すること
になる。
【０００８】したがって、ヘリコプタブレード用翼型に
要求されることは、１）抗力発散マッハ数Ｍｄｄが大き
いこと、２）最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きいことであ
り、両者の数値が大きいほどヘリコプタの飛行性能が向
上することになる。
要求されることは、１）抗力発散マッハ数Ｍｄｄが大き
いこと、２）最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きいことであ
り、両者の数値が大きいほどヘリコプタの飛行性能が向
上することになる。
【０００９】以上の説明は、周速が大きいブレード先端
側の翼型に適用される。一方ブレード根元側では周速が
それほど大きくならないため、抗力発散マッハ数Ｍｄｄ
よりも最大揚力係数Ｃｌｍａｘが重視される。さらに、
ロータブレード全体として、揚力に関する効率、すなわ
ち揚抗比（揚力／抗力）が高いものが望まれる。
側の翼型に適用される。一方ブレード根元側では周速が
それほど大きくならないため、抗力発散マッハ数Ｍｄｄ
よりも最大揚力係数Ｃｌｍａｘが重視される。さらに、
ロータブレード全体として、揚力に関する効率、すなわ
ち揚抗比（揚力／抗力）が高いものが望まれる。
【００１０】本出願人は、特願平９−３０７３０号にお
いて、最大揚力係数Ｃｌｍａｘおよび揚抗比が大きく、
騒音レベルの低減化が図られ、ブレード根元側（たとえ
ばロータ半径Ｒの０〜９０％）の翼型として好適なＡＫ
１００Ｄ翼型を既に提案している。
いて、最大揚力係数Ｃｌｍａｘおよび揚抗比が大きく、
騒音レベルの低減化が図られ、ブレード根元側（たとえ
ばロータ半径Ｒの０〜９０％）の翼型として好適なＡＫ
１００Ｄ翼型を既に提案している。
【００１１】なお、こうしたヘリコプタブレード用翼型
に関する先行技術として、特開昭５０−１０２０９９
号、特開昭５９−１３４０９６号、特開昭６３−６４８
９４号、特公昭６２−３４６００号、特願平８−５２１
２１号などがある。
に関する先行技術として、特開昭５０−１０２０９９
号、特開昭５９−１３４０９６号、特開昭６３−６４８
９４号、特公昭６２−３４６００号、特願平８−５２１
２１号などがある。
【００１２】
【発明が解決しようとする課題】ＡＫ１００Ｄ翼型は、
揚力特性、抗力特性および揚抗特性に優れ、かつ低騒音
化を実現できる優れた翼型であるが、ピッチングモーメ
ントＣｍが大きい傾向がある。ピッチングモーメントＣ
ｍは、翼型の空力中心の周りに前縁を上下させる方向に
作用するモーメントである。ピッチングモーメントＣｍ
が大きくなると、ブレードの捩り変形に影響し、操縦特
性を悪化させ、操縦系統（たとえば、アクチュエータ、
スワッシュプレート等）で支えるべき荷重も増加するた
め、システムの大型化、重量化をもたらす。
揚力特性、抗力特性および揚抗特性に優れ、かつ低騒音
化を実現できる優れた翼型であるが、ピッチングモーメ
ントＣｍが大きい傾向がある。ピッチングモーメントＣ
ｍは、翼型の空力中心の周りに前縁を上下させる方向に
作用するモーメントである。ピッチングモーメントＣｍ
が大きくなると、ブレードの捩り変形に影響し、操縦特
性を悪化させ、操縦系統（たとえば、アクチュエータ、
スワッシュプレート等）で支えるべき荷重も増加するた
め、システムの大型化、重量化をもたらす。
【００１３】本発明の目的は、最大揚力係数Ｃｌｍａ
ｘ、および揚抗比Ｌ／Ｄが大きく、騒音レベルの低減化
が図られ、しかもピッチングモーメントの低減化を実現
するヘリコプタブレード用翼型を提供することである。
ｘ、および揚抗比Ｌ／Ｄが大きく、騒音レベルの低減化
が図られ、しかもピッチングモーメントの低減化を実現
するヘリコプタブレード用翼型を提供することである。
【００１４】
【課題を解決するための手段】本発明は、翼型の上面お
よび下面が下記の座標系によって実質的に定義され、該
上面座標および下面座標の各数値に関して±３％の誤差
範囲内にあるヘリコプタブレード用翼型である。
よび下面が下記の座標系によって実質的に定義され、該
上面座標および下面座標の各数値に関して±３％の誤差
範囲内にあるヘリコプタブレード用翼型である。
【００１５】 X/C Yup/C Ylow/C 0.00000 0.00000 0.00000 0.00095 0.00488 -0.00545 0.00237 0.00818 -0.00746 0.00474 0.01208 -0.00967 0.00711 0.01532 -0.01077 0.00949 0.01814 -0.01155 0.01660 0.02503 -0.01303 0.02371 0.03043 -0.01408 0.04743 0.04292 -0.01628 0.07114 0.05105 -0.01766 0.09485 0.05647 -0.01878 0.14228 0.06237 -0.02093 0.18970 0.06471 -0.02343 0.23713 0.06547 -0.02588 0.28455 0.06540 -0.02796 0.33198 0.06489 -0.02950 0.37940 0.06397 -0.03046 0.42683 0.06230 -0.03102 0.47425 0.05976 -0.03103 0.52168 0.05637 -0.03046 0.56910 0.05215 -0.02924 0.61653 0.04712 -0.02735 0.66395 0.04125 -0.02467 0.71138 0.03461 -0.02120 0.75880 0.02737 -0.01706 0.80623 0.01980 -0.01242 0.85365 0.01213 -0.00744 0.90108 0.00510 -0.00276 0.92400 0.00293 -0.00159 1.00000 0.00293 -0.00159 ここに、Ｘは翼型の翼弦線に沿って前縁から後縁に向か
う距離、Ｃは翼型断面の翼弦方向の長さ、Ｙｕｐは翼弦
線から上面までの距離、Ｙｌｏｗは翼弦線から下面まで
の距離である。
う距離、Ｃは翼型断面の翼弦方向の長さ、Ｙｕｐは翼弦
線から上面までの距離、Ｙｌｏｗは翼弦線から下面まで
の距離である。
【００１６】本発明に従えば、従来の厚み比１０％の対
称翼（たとえば、ＮＡＣＡ００１０）と比べて、前縁半
径およびキャンバラインを最適化しているため、翼型の
上面における圧力分布が平坦化され、従来と比べて、主
ロータ回転音の騒音レベルを数ｄＢ程度低減でき、しか
も、最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きく向上する。
称翼（たとえば、ＮＡＣＡ００１０）と比べて、前縁半
径およびキャンバラインを最適化しているため、翼型の
上面における圧力分布が平坦化され、従来と比べて、主
ロータ回転音の騒音レベルを数ｄＢ程度低減でき、しか
も、最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きく向上する。
【００１７】また、本発明の基本翼型ＡＫ１００Ｄは、
抗力発散マッハ数Ｍｄｄより、最大揚力係数Ｃｌｍａｘ
の向上を重視しているため、ブレード根元側（たとえ
ば、ロータ半径Ｒの０〜９０％）の翼型として好適であ
り、ブレード先端側（たとえば、ロータ半径Ｒの９０〜
１００％）として大きな抗力発散マッハ数Ｍｄｄを持つ
翼型と複合化することによって、より理想的なヘリコプ
タブレードを実現できる。
抗力発散マッハ数Ｍｄｄより、最大揚力係数Ｃｌｍａｘ
の向上を重視しているため、ブレード根元側（たとえ
ば、ロータ半径Ｒの０〜９０％）の翼型として好適であ
り、ブレード先端側（たとえば、ロータ半径Ｒの９０〜
１００％）として大きな抗力発散マッハ数Ｍｄｄを持つ
翼型と複合化することによって、より理想的なヘリコプ
タブレードを実現できる。
【００１８】上記座標は、基本翼型ＡＫ１００Ｄを基準
として、翼型後縁において翼弦線に対して平行に翼弦長
の８％の後縁タブを付加した翼型を再び翼弦方向の長さ
で正規化した座標を示す。
として、翼型後縁において翼弦線に対して平行に翼弦長
の８％の後縁タブを付加した翼型を再び翼弦方向の長さ
で正規化した座標を示す。
【００１９】本発明に係る後縁タブ付翼型ＡＫ１００Ｄ
−ＴＡＢは、ＡＫ１００Ｄの翼型後縁に所定長さのタブ
を付加することによって、ＡＫ１００Ｄの優れた特性を
保持しつつ、ピッチングモーメントＣｍを低減化してい
る。
−ＴＡＢは、ＡＫ１００Ｄの翼型後縁に所定長さのタブ
を付加することによって、ＡＫ１００Ｄの優れた特性を
保持しつつ、ピッチングモーメントＣｍを低減化してい
る。
【００２０】また本発明は、翼型の上面および下面が下
記の座標系によって実質的に定義され、翼型の前縁形状
が下記の前縁半径および円中心によって実質的に定義さ
れた厚み比１０％の翼型（ＡＫ１００Ｄ翼型に相当）を
基準として、翼型後縁において翼弦線に対して後縁上げ
方向に０°〜５°の範囲のタブ角で翼弦長の５％〜１０
％の後縁タブが付加され、該上面座標および下面座標の
各数値に関して±３％の誤差範囲内にあるヘリコプタブ
レード用翼型である。
記の座標系によって実質的に定義され、翼型の前縁形状
が下記の前縁半径および円中心によって実質的に定義さ
れた厚み比１０％の翼型（ＡＫ１００Ｄ翼型に相当）を
基準として、翼型後縁において翼弦線に対して後縁上げ
方向に０°〜５°の範囲のタブ角で翼弦長の５％〜１０
％の後縁タブが付加され、該上面座標および下面座標の
各数値に関して±３％の誤差範囲内にあるヘリコプタブ
レード用翼型である。
【００２１】 X/C Yup/C Ylow/C 0.00000 0.00000 0.00000 0.00100 0.00514 -0.00575 0.00250 0.00862 -0.00786 0.00500 0.01274 -0.01020 0.00750 0.01615 -0.01135 0.01000 0.01913 -0.01218 0.01750 0.02639 -0.01374 0.02500 0.03208 -0.01484 0.05000 0.04525 -0.01716 0.07500 0.05382 -0.01862 0.10000 0.05954 -0.01980 0.15000 0.06576 -0.02207 0.20000 0.06822 -0.02470 0.25000 0.06903 -0.02729 0.30000 0.06895 -0.02948 0.35000 0.06841 -0.03110 0.40000 0.06744 -0.03211 0.45000 0.06568 -0.03270 0.50000 0.06301 -0.03272 0.55000 0.05943 -0.03211 0.60000 0.05498 -0.03083 0.65000 0.04968 -0.02883 0.70000 0.04349 -0.02601 0.75000 0.03649 -0.02235 0.80000 0.02886 -0.01799 0.85000 0.02087 -0.01309 0.90000 0.01279 -0.00784 0.95000 0.00538 -0.00291 1.00000 0.00236 -0.00095 前縁半径 r/C=0.0162 円中心 X/C=0.0162, Y/C=-0.0006 ここに、Ｘは翼型の翼弦線に沿って前縁から後縁に向う
距離、Ｃは翼型断面の翼弦方向の長さ、Ｙｕｐは翼弦線
から上面までの距離、Ｙｌｏｗは翼弦線から下面までの
距離、ｒは前縁半径である。
距離、Ｃは翼型断面の翼弦方向の長さ、Ｙｕｐは翼弦線
から上面までの距離、Ｙｌｏｗは翼弦線から下面までの
距離、ｒは前縁半径である。
【００２２】また本発明に従えば、ＡＫ１００Ｄ翼型に
下記の縮小率を乗算し、任意の厚みの後縁タブを翼弦線
に平行に付加することによって、所定の後縁タブ長さの
翼型が得られる。したがって、後縁タブ長５〜１０％翼
弦長の範囲内にある翼型は、そのタブ長に応じたピッチ
ングモーメント低減効果を得ることができる。
下記の縮小率を乗算し、任意の厚みの後縁タブを翼弦線
に平行に付加することによって、所定の後縁タブ長さの
翼型が得られる。したがって、後縁タブ長５〜１０％翼
弦長の範囲内にある翼型は、そのタブ長に応じたピッチ
ングモーメント低減効果を得ることができる。
【００２３】
【表１】
【００２４】さらに、後縁タブ付き翼型の後縁タブを０
〜５°（後縁上げ方向）の範囲で傾けることによって、
そのタブ角に応じたピッチングモーメント低減効果を得
ることができる。
〜５°（後縁上げ方向）の範囲で傾けることによって、
そのタブ角に応じたピッチングモーメント低減効果を得
ることができる。
【００２５】また本発明は、ＡＫ１００Ｄ翼型を基準と
して、翼型後縁において翼弦線に対するタブ角が０°で
翼弦長の８％の後縁タブが付加され、該上面座標および
下面座標の各数値に関して±３％の誤差範囲内にあるヘ
リコプタブレード用翼型である。
して、翼型後縁において翼弦線に対するタブ角が０°で
翼弦長の８％の後縁タブが付加され、該上面座標および
下面座標の各数値に関して±３％の誤差範囲内にあるヘ
リコプタブレード用翼型である。
【００２６】本発明に従えば、後縁タブの延出方向は、
揚力特性および抗力特性を悪化させない点で翼弦線に平
行となるタブ角０°が好ましい。また、後縁タブの長さ
は、揚力特性を悪化させずピッチングモーメントを低減
できる点で翼弦長の８％が好ましい。
揚力特性および抗力特性を悪化させない点で翼弦線に平
行となるタブ角０°が好ましい。また、後縁タブの長さ
は、揚力特性を悪化させずピッチングモーメントを低減
できる点で翼弦長の８％が好ましい。
【００２７】また本発明は、ＡＫ１００Ｄ翼型に所定長
さおよび所定タブ角で後縁タブを付加した後縁タブ付翼
型を基準として、翼型の厚み比８〜１３％の範囲で定義
される翼型であって、該上面座標および下面座標の各数
値に関して±３％の誤差範囲内にあるヘリコプタブレー
ド用翼型である。
さおよび所定タブ角で後縁タブを付加した後縁タブ付翼
型を基準として、翼型の厚み比８〜１３％の範囲で定義
される翼型であって、該上面座標および下面座標の各数
値に関して±３％の誤差範囲内にあるヘリコプタブレー
ド用翼型である。
【００２８】本発明に従えば、厚み比１０％のＡＫ１０
０Ｄ翼型を基準として、Ｙｕｐ／ＣおよびＹｌｏｗ／Ｃ
の各数値に対して、全ての翼弦線Ｘ／Ｃにわたって８／
１０を乗算して得られるＡＫ０８０Ｄに後縁タブを付加
することによって、ＡＫ０８０Ｄ−ＴＡＢが得られ、一
方、１３／１０を乗算して得られるＡＫ１３０Ｄに後縁
タブを付加することによって、ＡＫ１３０Ｄ−ＴＡＢが
得られる。したがって、基準翼型（ＡＫ１００Ｄ）に対
して、一定の比率で乗算して得られた厚み比８〜１３％
の範囲内にある翼型後縁タブを付加した翼型は、同様な
効果を達成できる。
０Ｄ翼型を基準として、Ｙｕｐ／ＣおよびＹｌｏｗ／Ｃ
の各数値に対して、全ての翼弦線Ｘ／Ｃにわたって８／
１０を乗算して得られるＡＫ０８０Ｄに後縁タブを付加
することによって、ＡＫ０８０Ｄ−ＴＡＢが得られ、一
方、１３／１０を乗算して得られるＡＫ１３０Ｄに後縁
タブを付加することによって、ＡＫ１３０Ｄ−ＴＡＢが
得られる。したがって、基準翼型（ＡＫ１００Ｄ）に対
して、一定の比率で乗算して得られた厚み比８〜１３％
の範囲内にある翼型後縁タブを付加した翼型は、同様な
効果を達成できる。
【００２９】
【発明の実施の形態】図１は、本発明の実施形態である
ＡＫ１００Ｄ−ＴＡＢの翼型形状を示すグラフであり、
厚み比１０％、後縁タブ長８％翼弦長、後縁タブ角０°
の例である。
ＡＫ１００Ｄ−ＴＡＢの翼型形状を示すグラフであり、
厚み比１０％、後縁タブ長８％翼弦長、後縁タブ角０°
の例である。
【００３０】本発明の翼型ＡＫ１００Ｄ−ＴＡＢは、従
来の対称翼（たとえば、ＮＡＣＡ００１０）と比べて、
前縁半径およびキャンバラインの最適化を図ることによ
って、翼型の上面における圧力分布、特に前縁付近で圧
力ピークが抑制されて、全体の圧力分布が平坦化され
る。そのため、従来と比べて、主ロータ回転音の騒音レ
ベルを数ｄＢ程度低減できる。
来の対称翼（たとえば、ＮＡＣＡ００１０）と比べて、
前縁半径およびキャンバラインの最適化を図ることによ
って、翼型の上面における圧力分布、特に前縁付近で圧
力ピークが抑制されて、全体の圧力分布が平坦化され
る。そのため、従来と比べて、主ロータ回転音の騒音レ
ベルを数ｄＢ程度低減できる。
【００３１】また本発明の各翼型はＡＫ１００Ｄの特性
を保持しているため、前縁半径およびキャンバラインの
最適化によって、最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きく向上
している。さらに、ＡＫ１００Ｄの後縁に所定長さのタ
ブを付加することによって、ＡＫ１００Ｄの優れた特性
を保持しつつ、ピッチングモーメントＣｍを低減化して
いる。
を保持しているため、前縁半径およびキャンバラインの
最適化によって、最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きく向上
している。さらに、ＡＫ１００Ｄの後縁に所定長さのタ
ブを付加することによって、ＡＫ１００Ｄの優れた特性
を保持しつつ、ピッチングモーメントＣｍを低減化して
いる。
【００３２】図２は本発明に係る翼型の抗力特性および
ピッチングモーメント特性を示すグラフである。横軸は
対気速度（マッハ数Ｍ）、縦軸はＣｄ0（揚力係数Ｃｌ
＝０のときの抗力係数Ｃｄ）とＣｍ0（揚力係数Ｃｌ＝
０のときのピッチングモーメント係数Ｃｍ）である。各
グラフは、ＡＫ１００Ｄと、後縁タブが翼弦長の５％で
タブ角が翼弦線と平行であるＡＫ１００Ｄ−ＴＡＢ５
％、後縁タブが翼弦長の８％でタブ角が翼弦線と平行で
あるＡＫ１００Ｄ−ＴＡＢ８％と、後縁タブが翼弦長の
１０％でタブ角が翼弦線と平行であるＡＫ１００Ｄ−Ｔ
ＡＢ１０％と、後縁タブが翼弦長の５％でタブ角度が翼
弦線に対して後縁上げ方向に１°であるＡＫ１００Ｄ−
ＴＡＢ５％／１ｄｅｇに対応する。
ピッチングモーメント特性を示すグラフである。横軸は
対気速度（マッハ数Ｍ）、縦軸はＣｄ0（揚力係数Ｃｌ
＝０のときの抗力係数Ｃｄ）とＣｍ0（揚力係数Ｃｌ＝
０のときのピッチングモーメント係数Ｃｍ）である。各
グラフは、ＡＫ１００Ｄと、後縁タブが翼弦長の５％で
タブ角が翼弦線と平行であるＡＫ１００Ｄ−ＴＡＢ５
％、後縁タブが翼弦長の８％でタブ角が翼弦線と平行で
あるＡＫ１００Ｄ−ＴＡＢ８％と、後縁タブが翼弦長の
１０％でタブ角が翼弦線と平行であるＡＫ１００Ｄ−Ｔ
ＡＢ１０％と、後縁タブが翼弦長の５％でタブ角度が翼
弦線に対して後縁上げ方向に１°であるＡＫ１００Ｄ−
ＴＡＢ５％／１ｄｅｇに対応する。
【００３３】図２上側のＣｄ0に関して、基準翼型（Ａ
Ｋ１００Ｄ）に対して、タブ付き翼型の抗力増加、およ
び抗力発散マッハ数Ｍｄｄの低下は見られず、良好な値
を示している。
Ｋ１００Ｄ）に対して、タブ付き翼型の抗力増加、およ
び抗力発散マッハ数Ｍｄｄの低下は見られず、良好な値
を示している。
【００３４】図２下側のＣｍ0に関して、後縁タブが長
いほどピッチングモーメントは小さくなり、さらに、後
縁上げ方向に角度がある方がピッチングモーメントは小
さくなる。また、後縁タブ付加によるマッハ・タック
（ピッチングモーメント係数Ｃｍの増分ΔＣｍをマッハ
数Ｍの増分ΔＭで除算した値ΔＣｍ／ΔＭが急増（ΔＣ
ｍ／ΔＭ＝０．１）するときのマッハ数）の低下は見ら
れず、良好な値を示している。
いほどピッチングモーメントは小さくなり、さらに、後
縁上げ方向に角度がある方がピッチングモーメントは小
さくなる。また、後縁タブ付加によるマッハ・タック
（ピッチングモーメント係数Ｃｍの増分ΔＣｍをマッハ
数Ｍの増分ΔＭで除算した値ΔＣｍ／ΔＭが急増（ΔＣ
ｍ／ΔＭ＝０．１）するときのマッハ数）の低下は見ら
れず、良好な値を示している。
【００３５】図６は、本発明に係る翼型のマッハ数Ｍ＝
０．４の時の揚力特性を示すグラフである。横軸は迎角
α、縦軸は揚力係数Ｃｌである。各グラフは、ＡＫ１０
０Ｄと、ＡＫ１００Ｄ−ＴＡＢ８％，ＡＫ１００Ｄ−Ｔ
ＡＢ１０％，ＡＫ１００Ｄ−ＴＡＢ５％／１ｄｅｇに対
応する。タブ長１０％のＡＫ１００Ｄ−ＴＡＢ１０％
と、タブ角１゜のＡＫ１００Ｄ−ＴＡＢ５％／１ｄｅｇ
では、基準翼型であるＡＫ１００Ｄに比べ、同じ迎角α
での揚力係数Ｃｌの低下が見られるが、タブ長８％のＡ
Ｋ１００Ｄ−ＴＡＢ８％では、ＡＫ１００Ｄの優れた揚
力特性を保持している。また、最大揚力係数Ｃｌｍａｘ
の点でも、ＡＫ１００Ｄ−ＴＡＢ８％の低下量は小さ
い。これらの揚力特性の点で、後縁タブの延出方向は翼
弦線に平行となるタブ角０゜で、後縁タブの長さは翼弦
長の８％が最も好ましい。
０．４の時の揚力特性を示すグラフである。横軸は迎角
α、縦軸は揚力係数Ｃｌである。各グラフは、ＡＫ１０
０Ｄと、ＡＫ１００Ｄ−ＴＡＢ８％，ＡＫ１００Ｄ−Ｔ
ＡＢ１０％，ＡＫ１００Ｄ−ＴＡＢ５％／１ｄｅｇに対
応する。タブ長１０％のＡＫ１００Ｄ−ＴＡＢ１０％
と、タブ角１゜のＡＫ１００Ｄ−ＴＡＢ５％／１ｄｅｇ
では、基準翼型であるＡＫ１００Ｄに比べ、同じ迎角α
での揚力係数Ｃｌの低下が見られるが、タブ長８％のＡ
Ｋ１００Ｄ−ＴＡＢ８％では、ＡＫ１００Ｄの優れた揚
力特性を保持している。また、最大揚力係数Ｃｌｍａｘ
の点でも、ＡＫ１００Ｄ−ＴＡＢ８％の低下量は小さ
い。これらの揚力特性の点で、後縁タブの延出方向は翼
弦線に平行となるタブ角０゜で、後縁タブの長さは翼弦
長の８％が最も好ましい。
【００３６】図３は本発明および従来の翼型の比較結果
を示すグラフである。このグラフは、特開昭５９−１３
４０９６号の第３図に基づいて作成しており、各プロッ
トを示す記号は、翼型の省略であり、括弧内の数字は厚
み比ｔ／ｃを示す。
を示すグラフである。このグラフは、特開昭５９−１３
４０９６号の第３図に基づいて作成しており、各プロッ
トを示す記号は、翼型の省略であり、括弧内の数字は厚
み比ｔ／ｃを示す。
【００３７】本発明に係る厚み比１０％の翼型ＡＫ１０
０Ｄ−ＴＡＢ８％では、抗力発散マッハＭｄｄは約０．
８３、最大揚力係数Ｃｌｍａｘは約１．４４という数値
になり、基準翼型に比べて若干低下するものの、従来の
翼型と比べて、特に最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きく向
上している。そのため、ブレード根元側の翼型として好
適であることがわかる。
０Ｄ−ＴＡＢ８％では、抗力発散マッハＭｄｄは約０．
８３、最大揚力係数Ｃｌｍａｘは約１．４４という数値
になり、基準翼型に比べて若干低下するものの、従来の
翼型と比べて、特に最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きく向
上している。そのため、ブレード根元側の翼型として好
適であることがわかる。
【００３８】また、翼型ＡＫ１００Ｄを基準として、厚
み比を８％に変化させたＡＫ０８０Ｄに後縁タブを付加
したＡＫ０８０Ｄ−ＴＡＢ８％は、抗力発散マッハ数Ｍ
ｄｄが大きく向上し、一方、厚み比を１３％に変化させ
た翼型ＡＫ１３０Ｄに後縁タブを付加したＡＫ１３０Ｄ
−ＴＡＢ８％は、最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きく向上
しており、厚み比８％〜１３％の範囲内の翼型に後縁タ
ブを付加した翼型は、従来のものと比べて格段に優れて
いることが判る。
み比を８％に変化させたＡＫ０８０Ｄに後縁タブを付加
したＡＫ０８０Ｄ−ＴＡＢ８％は、抗力発散マッハ数Ｍ
ｄｄが大きく向上し、一方、厚み比を１３％に変化させ
た翼型ＡＫ１３０Ｄに後縁タブを付加したＡＫ１３０Ｄ
−ＴＡＢ８％は、最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きく向上
しており、厚み比８％〜１３％の範囲内の翼型に後縁タ
ブを付加した翼型は、従来のものと比べて格段に優れて
いることが判る。
【００３９】
【発明の効果】以上詳説したように本発明によれば、従
来の厚み比１０％の対称翼（たとえばＮＡＣＡ００１
０）と比べて前縁半径およびキャンバラインを最適化し
ているため、翼型の上面における圧力分布が平坦化さ
れ、従来と比べて主ロータ回転音の騒音レベルを数ｄＢ
程度低減でき、しかも最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きく
向上する。
来の厚み比１０％の対称翼（たとえばＮＡＣＡ００１
０）と比べて前縁半径およびキャンバラインを最適化し
ているため、翼型の上面における圧力分布が平坦化さ
れ、従来と比べて主ロータ回転音の騒音レベルを数ｄＢ
程度低減でき、しかも最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きく
向上する。
【００４０】また、本発明の基本翼型ＡＫ１００Ｄは、
抗力発散マッハ数Ｍｄｄより最大揚力係数Ｃｌｍａｘの
向上を重視しているため、ブレード根元側（たとえばロ
ータ半径Ｒの０〜９０％）の翼型として好適であり、ブ
レード先端側（たとえばロータ半径Ｒの９０〜１００
％）として大きな抗力発散マッハ数Ｍｄｄを持つ翼型と
複合化することによって、より理想的なヘリコプタブレ
ードを実現できる。
抗力発散マッハ数Ｍｄｄより最大揚力係数Ｃｌｍａｘの
向上を重視しているため、ブレード根元側（たとえばロ
ータ半径Ｒの０〜９０％）の翼型として好適であり、ブ
レード先端側（たとえばロータ半径Ｒの９０〜１００
％）として大きな抗力発散マッハ数Ｍｄｄを持つ翼型と
複合化することによって、より理想的なヘリコプタブレ
ードを実現できる。
【００４１】さらに、本発明の翼型ＡＫ１００Ｄ−ＴＡ
Ｂは、ＡＫ１００Ｄの後縁に所定長さ、あるいは所定角
度のタブを付加することによって、ＡＫ１００Ｄの優れ
た特性を保持しつつ、ピッチングモーメントＣｍを大き
く低減化している。
Ｂは、ＡＫ１００Ｄの後縁に所定長さ、あるいは所定角
度のタブを付加することによって、ＡＫ１００Ｄの優れ
た特性を保持しつつ、ピッチングモーメントＣｍを大き
く低減化している。
【図１】本発明の実施形態であるＡＫ１００Ｄ−ＴＡＢ
の翼型形状を示すグラフであり、厚み比１０％、後縁タ
ブ長８％翼弦長、タブ角０°の例である。
の翼型形状を示すグラフであり、厚み比１０％、後縁タ
ブ長８％翼弦長、タブ角０°の例である。
【図２】本発明に係る翼型の抗力特性およびピッチング
モーメント特性を示すグラフである。
モーメント特性を示すグラフである。
【図３】本発明および従来の翼型の比較結果を示すグラ
フである。
フである。
【図４】ヘリコプタが前進飛行する時のロータ空力特性
を示す説明図である。
を示す説明図である。
【図５】ヘリコプタブレードの作動環境を示すグラフで
ある。
ある。
【図６】本発明に係る翼型の揚力特性を示すグラフであ
る。
る。
１ ヘリコプタ
─────────────────────────────────────────────────────
【手続補正書】
【提出日】平成１０年９月２８日（１９９８．９．２
８）
８）
【手続補正１】
【補正対象書類名】図面
【補正対象項目名】図４
【補正方法】変更
【補正内容】
【図４】
Claims (4)
- 【請求項１】 翼型の上面および下面が下記の座標系に
よって実質的に定義され、該上面座標および下面座標の
各数値に関して±３％の誤差範囲内にあるヘリコプタブ
レード用翼型。 X/C Yup/C Ylow/C 0.00000 0.00000 0.00000 0.00095 0.00488 -0.00545 0.00237 0.00818 -0.00746 0.00474 0.01208 -0.00967 0.00711 0.01532 -0.01077 0.00949 0.01814 -0.01155 0.01660 0.02503 -0.01303 0.02371 0.03043 -0.01408 0.04743 0.04292 -0.01628 0.07114 0.05105 -0.01766 0.09485 0.05647 -0.01878 0.14228 0.06237 -0.02093 0.18970 0.06471 -0.02343 0.23713 0.06547 -0.02588 0.28455 0.06540 -0.02796 0.33198 0.06489 -0.02950 0.37940 0.06397 -0.03046 0.42683 0.06230 -0.03102 0.47425 0.05976 -0.03103 0.52168 0.05637 -0.03046 0.56910 0.05215 -0.02924 0.61653 0.04712 -0.02735 0.66395 0.04125 -0.02467 0.71138 0.03461 -0.02120 0.75880 0.02737 -0.01706 0.80623 0.01980 -0.01242 0.85365 0.01213 -0.00744 0.90108 0.00510 -0.00276 0.92400 0.00293 -0.00159 1.00000 0.00293 -0.00159 ここに、Ｘは翼型の翼弦線に沿って前縁から後縁に向か
う距離、Ｃは翼型断面の翼弦方向の長さ、Ｙｕｐは翼弦
線から上面までの距離、Ｙｌｏｗは翼弦線から下面まで
の距離である。 - 【請求項２】 翼型の上面および下面が下記の座標系に
よって実質的に定義され、翼型の前縁形状が下記の前縁
半径および円中心によって実質的に定義された厚み比１
０％の翼型を基準として、翼型後縁において翼弦線に対
して後縁上げ方向に０°〜５°の範囲のタブ角で翼弦長
の５％〜１０％の後縁タブが付加され、該上面座標およ
び下面座標の各数値に関して±３％の誤差範囲内にある
ヘリコプタブレード用翼型。 X/C Yup/C Ylow/C 0.00000 0.00000 0.00000 0.00100 0.00514 -0.00575 0.00250 0.00862 -0.00786 0.00500 0.01274 -0.01020 0.00750 0.01615 -0.01135 0.01000 0.01913 -0.01218 0.01750 0.02639 -0.01374 0.02500 0.03208 -0.01484 0.05000 0.04525 -0.01716 0.07500 0.05382 -0.01862 0.10000 0.05954 -0.01980 0.15000 0.06576 -0.02207 0.20000 0.06822 -0.02470 0.25000 0.06903 -0.02729 0.30000 0.06895 -0.02948 0.35000 0.06841 -0.03110 0.40000 0.06744 -0.03211 0.45000 0.06568 -0.03270 0.50000 0.06301 -0.03272 0.55000 0.05943 -0.03211 0.60000 0.05498 -0.03083 0.65000 0.04968 -0.02883 0.70000 0.04349 -0.02601 0.75000 0.03649 -0.02235 0.80000 0.02886 -0.01799 0.85000 0.02087 -0.01309 0.90000 0.01279 -0.00784 0.95000 0.00538 -0.00291 1.00000 0.00236 -0.00095 前縁半径 r/C=0.0162 円中心 X/C=0.0162, Y/C=-0.0006 ここに、Ｘは翼型の翼弦線に沿って前縁から後縁に向う
距離、Ｃは翼型断面の翼弦方向の長さ、Ｙｕｐは翼弦線
から上面までの距離、Ｙｌｏｗは翼弦線から下面までの
距離、ｒは前縁半径である。 - 【請求項３】 請求項２記載の厚み比１０％の翼型を基
準として、翼型後縁において翼弦線に対するタブ角が０
°で翼弦長の８％の後縁タブが付加され、該上面座標お
よび下面座標の各数値に関して±３％の誤差範囲内にあ
るヘリコプタブレード用翼型。 - 【請求項４】 請求項２または３記載の後縁タブ付翼型
を基準として、翼型の厚み比８〜１３％の範囲で定義さ
れる翼型であって、該上面座標および下面座標の各数値
に関して±３％の誤差範囲内にあるヘリコプタブレード
用翼型。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10273792A JP3084270B2 (ja) | 1998-09-28 | 1998-09-28 | ヘリコプタブレード用翼型 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10273792A JP3084270B2 (ja) | 1998-09-28 | 1998-09-28 | ヘリコプタブレード用翼型 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000103398A true JP2000103398A (ja) | 2000-04-11 |
| JP3084270B2 JP3084270B2 (ja) | 2000-09-04 |
Family
ID=17532652
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10273792A Expired - Lifetime JP3084270B2 (ja) | 1998-09-28 | 1998-09-28 | ヘリコプタブレード用翼型 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3084270B2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN100390409C (zh) * | 2006-09-01 | 2008-05-28 | 清华大学 | 一种用于垂直轴流体发电装置的叶片断面翼型 |
| CN106043688A (zh) * | 2016-06-08 | 2016-10-26 | 南京航空航天大学 | 一种直升机旋翼翼型 |
| CN110015417A (zh) * | 2019-04-03 | 2019-07-16 | 中南大学 | 一种小型螺旋桨 |
-
1998
- 1998-09-28 JP JP10273792A patent/JP3084270B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN100390409C (zh) * | 2006-09-01 | 2008-05-28 | 清华大学 | 一种用于垂直轴流体发电装置的叶片断面翼型 |
| CN106043688A (zh) * | 2016-06-08 | 2016-10-26 | 南京航空航天大学 | 一种直升机旋翼翼型 |
| CN110015417A (zh) * | 2019-04-03 | 2019-07-16 | 中南大学 | 一种小型螺旋桨 |
| CN110015417B (zh) * | 2019-04-03 | 2024-02-02 | 中南大学 | 一种小型螺旋桨 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3084270B2 (ja) | 2000-09-04 |
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