JP2000238697A - ヘリコプタブレード用翼型およびヘリコプタブレード - Google Patents
ヘリコプタブレード用翼型およびヘリコプタブレードInfo
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- JP2000238697A JP2000238697A JP11045196A JP4519699A JP2000238697A JP 2000238697 A JP2000238697 A JP 2000238697A JP 11045196 A JP11045196 A JP 11045196A JP 4519699 A JP4519699 A JP 4519699A JP 2000238697 A JP2000238697 A JP 2000238697A
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- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/32—Rotors
- B64C27/46—Blades
- B64C27/467—Aerodynamic features
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
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- Y10S416/05—Variable camber or chord length
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- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Lubricants (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 低速から高速域に渡る広い速度域において最
大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きく、かつ騒音レベルの低減
化が図られ、さらにピッチングモーメントも低減化でき
るヘリコプタブレード用翼型およびヘリコプタブレード
を提供する。 【解決手段】 翼型の上面および下面が下記の座標系に
よって定義される。 【表１】
大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きく、かつ騒音レベルの低減
化が図られ、さらにピッチングモーメントも低減化でき
るヘリコプタブレード用翼型およびヘリコプタブレード
を提供する。 【解決手段】 翼型の上面および下面が下記の座標系に
よって定義される。 【表１】
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ヘリコプタブレー
ド用翼型およびヘリコプタブレードに関する。
ド用翼型およびヘリコプタブレードに関する。
【０００２】
【従来の技術】本出願人は、特願平９−３０７３０号
（特開平１０−２２６３９７号）において最大揚力係数
Ｃｌｍａｘおよび揚抗比が大きく、かつ騒音レベルの低
減化が図られたＡＫ１００Ｄ翼型を提案している。
（特開平１０−２２６３９７号）において最大揚力係数
Ｃｌｍａｘおよび揚抗比が大きく、かつ騒音レベルの低
減化が図られたＡＫ１００Ｄ翼型を提案している。
【０００３】また、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６３−６４８９４号、特
公昭６２−３４６００号、特願平８−５２１２１号など
がある。
先行技術として、特開昭５０−１０２０９９号、特開昭
５９−１３４０９６号、特開昭６３−６４８９４号、特
公昭６２−３４６００号、特願平８−５２１２１号など
がある。
【０００４】
【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、特に低速での揚力
特性に優れ、低騒音化を実現できる優れた翼型である
が、マッハ数Ｍ＝０．５〜０．６の中速域での最大揚力
係数が小さくなる傾向がある。
揚力特性、抗力特性および揚抗特性、特に低速での揚力
特性に優れ、低騒音化を実現できる優れた翼型である
が、マッハ数Ｍ＝０．５〜０．６の中速域での最大揚力
係数が小さくなる傾向がある。
【０００５】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。このようにヘリコプタブレードの
作動領域は低速から高速域まで広範囲に変化するため、
ロータ全体の性能向上を図るには広い速度域において揚
力特性を向上させる必要がある。
Ωで回転するヘリコプタが飛行速度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。このようにヘリコプタブレードの
作動領域は低速から高速域まで広範囲に変化するため、
ロータ全体の性能向上を図るには広い速度域において揚
力特性を向上させる必要がある。
【０００６】本発明の目的は、低速から高速域に渡る広
い速度域において最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きく、か
つ騒音レベルの低減化が図られるヘリコプタブレード用
翼型およびヘリコプタブレードを提供することである。
い速度域において最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きく、か
つ騒音レベルの低減化が図られるヘリコプタブレード用
翼型およびヘリコプタブレードを提供することである。
【０００７】また本発明の目的は、低速から高速域に渡
る広い速度域において最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大き
く、かつ騒音レベルの低減化が図られ、しかも翼型の空
力中心の周りに発生するピッチングモーメントを低減化
できるヘリコプタブレード用翼型およびヘリコプタブレ
ードを提供することである。
る広い速度域において最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大き
く、かつ騒音レベルの低減化が図られ、しかも翼型の空
力中心の周りに発生するピッチングモーメントを低減化
できるヘリコプタブレード用翼型およびヘリコプタブレ
ードを提供することである。
【０００８】
【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、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％の翼型を基準（以下、Ａ
Ｋ１００Ｇと称する）として、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。 X/C Yup/C Ylow/C 0.00000 0.00000 0.00000 0.00100 0.00511 -0.00584 0.00250 0.00843 -0.00813 0.00500 0.01218 -0.01014 0.00750 0.01505 -0.01136 0.01000 0.01747 -0.01218 0.01250 0.01959 -0.01277 0.01500 0.02150 -0.01328 0.01750 0.02325 -0.01375 0.02000 0.02487 -0.01415 0.02500 0.02780 -0.01483 0.05000 0.03891 -0.01714 0.07500 0.04682 -0.01862 0.10000 0.05291 -0.01979 0.15000 0.06152 -0.02206 0.20000 0.06666 -0.02470 0.25000 0.06892 -0.02729 0.30000 0.06895 -0.02949 0.35000 0.06841 -0.03109 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 -0.03084 0.65000 0.04968 -0.02883 0.70000 0.04349 -0.02600 0.75000 0.03649 -0.02237 0.80000 0.02886 -0.01794 0.85000 0.02087 -0.01315 0.90000 0.01279 -0.00777 0.95000 0.00538 -0.00304 1.00000 0.00236 -0.00095 前縁半径 r/C=0.0096 円中心 X/C=0.0097, Y/C=-0.0018 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。
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％の翼型を基準（以下、Ａ
Ｋ１００Ｇと称する）として、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。 X/C Yup/C Ylow/C 0.00000 0.00000 0.00000 0.00100 0.00511 -0.00584 0.00250 0.00843 -0.00813 0.00500 0.01218 -0.01014 0.00750 0.01505 -0.01136 0.01000 0.01747 -0.01218 0.01250 0.01959 -0.01277 0.01500 0.02150 -0.01328 0.01750 0.02325 -0.01375 0.02000 0.02487 -0.01415 0.02500 0.02780 -0.01483 0.05000 0.03891 -0.01714 0.07500 0.04682 -0.01862 0.10000 0.05291 -0.01979 0.15000 0.06152 -0.02206 0.20000 0.06666 -0.02470 0.25000 0.06892 -0.02729 0.30000 0.06895 -0.02949 0.35000 0.06841 -0.03109 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 -0.03084 0.65000 0.04968 -0.02883 0.70000 0.04349 -0.02600 0.75000 0.03649 -0.02237 0.80000 0.02886 -0.01794 0.85000 0.02087 -0.01315 0.90000 0.01279 -0.00777 0.95000 0.00538 -0.00304 1.00000 0.00236 -0.00095 前縁半径 r/C=0.0096 円中心 X/C=0.0097, Y/C=-0.0018 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。
【０００９】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、前縁上
面コンター、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ｄ
Ｂ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、前縁上
面コンター、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ｄ
Ｂ程度低減でき、しかも、最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大
きく向上する。
【００１０】さらに本発明に係るＡＫ１００Ｇ翼型は、
ＡＫ１００Ｄ翼型と比べて広い速度域において最大揚力
係数Ｃｌｍａｘの向上を実現できる。そのためヘリコプ
タブレードの作動領域を拡大でき、ヘリコプタの飛行性
能が向上する。特に、中速度域での最大揚力係数Ｃｌｍ
ａｘが向上することによって、ヘリコプタのホバーリン
グ性能が大幅に向上する。
ＡＫ１００Ｄ翼型と比べて広い速度域において最大揚力
係数Ｃｌｍａｘの向上を実現できる。そのためヘリコプ
タブレードの作動領域を拡大でき、ヘリコプタの飛行性
能が向上する。特に、中速度域での最大揚力係数Ｃｌｍ
ａｘが向上することによって、ヘリコプタのホバーリン
グ性能が大幅に向上する。
【００１１】また本発明は、ＡＫ１００Ｇ翼型を基準と
して、翼型の厚み比８〜１５％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。
して、翼型の厚み比８〜１５％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。
【００１２】本発明に従えば、厚み比１０％のＡＫ１０
０Ｇ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を乗算することによって、厚み比８％のＡＫ０８０
Ｇ翼型が得られ、一方、１５／１０を乗算することによ
って、厚み比１５％のＡＫ１５０Ｇ翼型が得られる。し
たがって、基準翼型（ＡＫ１００Ｇ）に対して、一定の
比率で乗算して得られた厚み比８〜１５％の範囲内にあ
る翼型は、同様な効果を達成できる。
０Ｇ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を乗算することによって、厚み比８％のＡＫ０８０
Ｇ翼型が得られ、一方、１５／１０を乗算することによ
って、厚み比１５％のＡＫ１５０Ｇ翼型が得られる。し
たがって、基準翼型（ＡＫ１００Ｇ）に対して、一定の
比率で乗算して得られた厚み比８〜１５％の範囲内にあ
る翼型は、同様な効果を達成できる。
【００１３】また本発明は、ＡＫ１００Ｇ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（以下、この後縁タブ付翼型をＡＫ１
００Ｇ−ＴＡＢと称する）、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（以下、この後縁タブ付翼型をＡＫ１
００Ｇ−ＴＡＢと称する）、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。
【００１４】本発明に従えば、ＡＫ１００Ｇ翼型に任意
の縮小率を乗算し、任意の厚みの後縁タブを付加するこ
とによって、所定の後縁タブ長さの翼型が得られる。
の縮小率を乗算し、任意の厚みの後縁タブを付加するこ
とによって、所定の後縁タブ長さの翼型が得られる。
【００１５】こうしてＡＫ１００Ｇ翼型の後縁に所定タ
ブ角かつ所定長さのタブを付加することによって、ＡＫ
１００Ｇ翼型の優れた特性を保持しつつ、ピッチングモ
ーメントＣｍを低減化できる。また後縁タブを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。また後縁タブ長が翼弦長の５〜１０％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。
ブ角かつ所定長さのタブを付加することによって、ＡＫ
１００Ｇ翼型の優れた特性を保持しつつ、ピッチングモ
ーメントＣｍを低減化できる。また後縁タブを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。また後縁タブ長が翼弦長の５〜１０％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。
【００１６】また本発明は、ＡＫ１００Ｇ−ＴＡＢ翼型
を基準として、翼型の厚み比８〜１５％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。
を基準として、翼型の厚み比８〜１５％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。
【００１７】本発明に従えば、厚み比１０％のＡＫ１０
０Ｇ−ＴＡＢ翼型を基準として、Ｙｕｐ／ＣおよびＹｌ
ｏｗ／Ｃの各数値に対して、全ての翼弦線Ｘ／Ｃにわた
って８／１０を乗算することによって、厚み比８％のＡ
Ｋ０８０Ｇ−ＴＡＢ翼型が得られ、一方、１５／１０を
乗算することによって、厚み比１５％のＡＫ１５０Ｇ−
ＴＡＢ翼型が得られる。したがって、基準翼型（ＡＫ１
００Ｇ−ＴＡＢ）に対して、一定の比率で乗算して得ら
れた厚み比８〜１５％の範囲内にある翼型は、同様な効
果を達成できる。
０Ｇ−ＴＡＢ翼型を基準として、Ｙｕｐ／ＣおよびＹｌ
ｏｗ／Ｃの各数値に対して、全ての翼弦線Ｘ／Ｃにわた
って８／１０を乗算することによって、厚み比８％のＡ
Ｋ０８０Ｇ−ＴＡＢ翼型が得られ、一方、１５／１０を
乗算することによって、厚み比１５％のＡＫ１５０Ｇ−
ＴＡＢ翼型が得られる。したがって、基準翼型（ＡＫ１
００Ｇ−ＴＡＢ）に対して、一定の比率で乗算して得ら
れた厚み比８〜１５％の範囲内にある翼型は、同様な効
果を達成できる。
【００１８】また本発明は、ＡＫ１００Ｇ翼型またはＡ
Ｋ１００Ｇ−ＴＡＢ翼型を基準として、翼型の厚み比８
〜１５％の範囲で定義される翼型を用いて、厚み比がス
パン方向に変化するように形成されたことを特徴とする
ヘリコプタブレードである。
Ｋ１００Ｇ−ＴＡＢ翼型を基準として、翼型の厚み比８
〜１５％の範囲で定義される翼型を用いて、厚み比がス
パン方向に変化するように形成されたことを特徴とする
ヘリコプタブレードである。
【００１９】本発明に従えば、ブレード根元部から中央
部にかけて、比較的厚み比の大きい翼型、たとえばＡＫ
１２０Ｇ翼型を配置し、ブレード先端部には比較的厚み
比の小さい翼型、たとえばＡＫ１００Ｇ翼型を配置する
ことによって、低速域から高速域まで広い速度範囲でヘ
リコプタブレード全体としての最大揚力係数Ｃｌｍａｘ
を向上させることができる。そのため、ヘリコプタブレ
ードの作動領域を拡大でき、ヘリコプタの飛行性能が向
上する。
部にかけて、比較的厚み比の大きい翼型、たとえばＡＫ
１２０Ｇ翼型を配置し、ブレード先端部には比較的厚み
比の小さい翼型、たとえばＡＫ１００Ｇ翼型を配置する
ことによって、低速域から高速域まで広い速度範囲でヘ
リコプタブレード全体としての最大揚力係数Ｃｌｍａｘ
を向上させることができる。そのため、ヘリコプタブレ
ードの作動領域を拡大でき、ヘリコプタの飛行性能が向
上する。
【００２０】
【発明の実施の形態】図１〜図４は本発明の各実施形態
を示すグラフであり、図１はＡＫ１００Ｇ翼型、図２は
ＡＫ０８０Ｇ翼型、図３はＡＫ１５０Ｇ翼型、図４はＡ
Ｋ１００Ｇ−ＴＡＢ翼型（後縁タブ角１°、後縁タブ長
５％翼弦長）を示す。
を示すグラフであり、図１はＡＫ１００Ｇ翼型、図２は
ＡＫ０８０Ｇ翼型、図３はＡＫ１５０Ｇ翼型、図４はＡ
Ｋ１００Ｇ−ＴＡＢ翼型（後縁タブ角１°、後縁タブ長
５％翼弦長）を示す。
【００２１】本発明のＡＫ１００Ｇ翼型は、従来の対称
翼（たとえば、ＮＡＣＡ００１０）と比べて、前縁上面
コンター、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。
翼（たとえば、ＮＡＣＡ００１０）と比べて、前縁上面
コンター、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。
【００２２】またＡＫ１００Ｇ翼型は、ＡＫ１００Ｄ翼
型と比べて広い速度域において最大揚力係数Ｃｌｍａｘ
の向上を実現できる。そのためヘリコプタブレードの作
動領域を拡大でき、ヘリコプタの飛行性能が向上する。
特に、中速度域での最大揚力係数Ｃｌｍａｘが向上する
ことによって、ヘリコプタのホバーリング性能が大幅に
向上する。
型と比べて広い速度域において最大揚力係数Ｃｌｍａｘ
の向上を実現できる。そのためヘリコプタブレードの作
動領域を拡大でき、ヘリコプタの飛行性能が向上する。
特に、中速度域での最大揚力係数Ｃｌｍａｘが向上する
ことによって、ヘリコプタのホバーリング性能が大幅に
向上する。
【００２３】図５は本発明に係る翼型の最大揚力係数Ｃ
ｌｍａｘ特性を示すグラフであり、図５（ａ）は厚み比
１０％の翼型、図５（ｂ）は厚み比１２％の翼型を示
す。横軸はマッハ数Ｍ（対気速度）、縦軸は最大揚力係
数Ｃｌｍａｘである。
ｌｍａｘ特性を示すグラフであり、図５（ａ）は厚み比
１０％の翼型、図５（ｂ）は厚み比１２％の翼型を示
す。横軸はマッハ数Ｍ（対気速度）、縦軸は最大揚力係
数Ｃｌｍａｘである。
【００２４】ヘリコプタが飛行速度Ｖで前進している場
合、飛行速度Ｖが加算される前進側ブレード先端ではマ
ッハ数Ｍは約０．８５に達し、飛行速度Ｖが減算される
後退側ブレード先端ではマッハ数Ｍは約０．３程度にな
り、飛行方向と平行に位置するアジマス角Ψ＝０°およ
び１８０°では飛行速度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になる。また、ヘリコ
プタが空中で静止するホバーリング飛行では飛行速度Ｖ
＝０となるため、任意のアジマス角Ψにおいてマッハ数
Ｍは約０．６になる。
合、飛行速度Ｖが加算される前進側ブレード先端ではマ
ッハ数Ｍは約０．８５に達し、飛行速度Ｖが減算される
後退側ブレード先端ではマッハ数Ｍは約０．３程度にな
り、飛行方向と平行に位置するアジマス角Ψ＝０°およ
び１８０°では飛行速度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になる。また、ヘリコ
プタが空中で静止するホバーリング飛行では飛行速度Ｖ
＝０となるため、任意のアジマス角Ψにおいてマッハ数
Ｍは約０．６になる。
【００２５】図５（ａ）は厚み比１０％の翼型について
示し、白四角マーク□は本発明のＡＫ１００Ｇ翼型であ
る、他は比較対象の翼型で、白丸マーク○はＡＫ１００
Ｄ翼型、白三角マーク△はＶ２３０１０翼型（厚み比１
０％）である。
示し、白四角マーク□は本発明のＡＫ１００Ｇ翼型であ
る、他は比較対象の翼型で、白丸マーク○はＡＫ１００
Ｄ翼型、白三角マーク△はＶ２３０１０翼型（厚み比１
０％）である。
【００２６】グラフを見ると、従来のＶ２３０１０翼型
に比べて本出願人が既に提案したＡＫ１００Ｄ翼型は、
低マッハ数と高マッハ数の領域において最大揚力係数Ｃ
ｌｍａｘが向上している。しかし、マッハ数Ｍ０．５〜
０．７付近の中速域でのＣｌｍａｘの向上があまり大き
くない。これに対して、本発明に係るＡＫ１００Ｇ翼型
は、マッハ数Ｍ０．４で僅かに凹みがあるものの、マッ
ハ数Ｍ０．５〜０．９の中高速域でのＣｌｍａｘが大幅
に向上していることが判る。
に比べて本出願人が既に提案したＡＫ１００Ｄ翼型は、
低マッハ数と高マッハ数の領域において最大揚力係数Ｃ
ｌｍａｘが向上している。しかし、マッハ数Ｍ０．５〜
０．７付近の中速域でのＣｌｍａｘの向上があまり大き
くない。これに対して、本発明に係るＡＫ１００Ｇ翼型
は、マッハ数Ｍ０．４で僅かに凹みがあるものの、マッ
ハ数Ｍ０．５〜０．９の中高速域でのＣｌｍａｘが大幅
に向上していることが判る。
【００２７】図５（ｂ）は厚み比１２％の翼型について
示し、黒四角マーク■は本発明のＡＫ１２０Ｇ翼型であ
る。他は比較対象の翼型で、白逆三角マーク▽はＶ２３
０１２翼型（厚み比１２％）、黒菱形マーク◆はＮＡＣ
Ａ００１２翼型（厚み比１２％）である。
示し、黒四角マーク■は本発明のＡＫ１２０Ｇ翼型であ
る。他は比較対象の翼型で、白逆三角マーク▽はＶ２３
０１２翼型（厚み比１２％）、黒菱形マーク◆はＮＡＣ
Ａ００１２翼型（厚み比１２％）である。
【００２８】グラフを見ると、従来のＶ２３０１２翼型
やＮＡＣＡ００１２翼型に比べて、本発明に係るＡＫ１
２０Ｇ翼型は、全マッハ領域において最大揚力係数Ｃｌ
ｍａｘが向上している。特に、マッハ数Ｍ０．３〜０．
５の低速域でも優れている。
やＮＡＣＡ００１２翼型に比べて、本発明に係るＡＫ１
２０Ｇ翼型は、全マッハ領域において最大揚力係数Ｃｌ
ｍａｘが向上している。特に、マッハ数Ｍ０．３〜０．
５の低速域でも優れている。
【００２９】ＡＫ１００Ｇ翼型は、ＡＫ１２０Ｇ翼型と
比べ、マッハ数０．５での最大揚力係数Ｃｌｍａｘは同
程度であるが、マッハ数０．６以上ではより優れた最大
揚力係数Ｃｌｍａｘを示す。
比べ、マッハ数０．５での最大揚力係数Ｃｌｍａｘは同
程度であるが、マッハ数０．６以上ではより優れた最大
揚力係数Ｃｌｍａｘを示す。
【００３０】したがって、ＡＫ１２０Ｇ翼型は、マッハ
数があまり高くならないブレード根元部から中央部にか
けての翼型として好適となり、ＡＫ１００Ｇ翼型は、中
高速性能に優れるため、ブレード先端部の翼型として好
適になる。
数があまり高くならないブレード根元部から中央部にか
けての翼型として好適となり、ＡＫ１００Ｇ翼型は、中
高速性能に優れるため、ブレード先端部の翼型として好
適になる。
【００３１】図６は本発明に係る翼型の抗力特性を示す
グラフである。横軸はマッハ数Ｍ（対気速度）、縦軸は
抗力係数Ｃｄ0 （揚力係数Ｃｌ＝０のときの抗力係数Ｃ
ｄ）である。ブレードの評価パラメータの１つである抗
力発散マッハ数Ｍｄｄは、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で定義される。
グラフである。横軸はマッハ数Ｍ（対気速度）、縦軸は
抗力係数Ｃｄ0 （揚力係数Ｃｌ＝０のときの抗力係数Ｃ
ｄ）である。ブレードの評価パラメータの１つである抗
力発散マッハ数Ｍｄｄは、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で定義される。
【００３２】グラフを見ると、ＡＫ１００Ｇ翼型とＡＫ
１００Ｄ翼型の抗力特性はほぼ一致しており、抗力発散
マッハ数Ｍｄｄ＝０．８３と優れた数値が得られている
ことが判る。
１００Ｄ翼型の抗力特性はほぼ一致しており、抗力発散
マッハ数Ｍｄｄ＝０．８３と優れた数値が得られている
ことが判る。
【００３３】図７は本発明に係る翼型のピッチングモー
メント特性を示すグラフである。横軸はマッハ数Ｍ（対
気速度）、縦軸は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、Ａ
Ｋ１００Ｇ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ＡＫ１００Ｇ−ＴＡＢ５％、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ＡＫ１００Ｇ−ＴＡＢ５％−１ＤＥＧ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２°であるＡＫ１００Ｇ−ＴＡＢ５％−２
ＤＥＧとにそれぞれ対応している。
メント特性を示すグラフである。横軸はマッハ数Ｍ（対
気速度）、縦軸は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、Ａ
Ｋ１００Ｇ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ＡＫ１００Ｇ−ＴＡＢ５％、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ＡＫ１００Ｇ−ＴＡＢ５％−１ＤＥＧ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２°であるＡＫ１００Ｇ−ＴＡＢ５％−２
ＤＥＧとにそれぞれ対応している。
【００３４】ピッチングモーメントＣｍ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。したがって、ピッチングモー
メントＣｍはゼロに近いほど優れたブレードとされる。
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。したがって、ピッチングモー
メントＣｍはゼロに近いほど優れたブレードとされる。
【００３５】グラフを見ると、後縁タブが無いＡＫ１０
０Ｇ翼型のＣｍは−０．０２前後の数値を示すが、後縁
タブを付加することによってピッチングモーメントＣｍ
は減少し、さらに後縁上げ方向に所定のタブ角度を付与
することによってピッチングモーメントＣｍはより減少
し、タブ角度２°でほぼゼロにできることが判る。
０Ｇ翼型のＣｍは−０．０２前後の数値を示すが、後縁
タブを付加することによってピッチングモーメントＣｍ
は減少し、さらに後縁上げ方向に所定のタブ角度を付与
することによってピッチングモーメントＣｍはより減少
し、タブ角度２°でほぼゼロにできることが判る。
【００３６】図８はブレードの作動状態と翼型性能の関
係を示すグラフであり、図８（ａ）はホバーリング時、
図８（ｂ）は水平飛行時を示す。横軸はマッハ数Ｍ（対
気速度）、縦軸は揚力係数Ｃｌである。
係を示すグラフであり、図８（ａ）はホバーリング時、
図８（ｂ）は水平飛行時を示す。横軸はマッハ数Ｍ（対
気速度）、縦軸は揚力係数Ｃｌである。
【００３７】図８（ａ）は、ホバーリング時のブレード
上の揚力分布と翼型性能の関係を示している。ホバーリ
ング時には飛行速度Ｖ＝０となり、マッハ数Ｍはブレー
ド回転半径に比例するため、ブレード先端部のマッハ数
Ｍを約０．６２として、ブレード根元からの回転半径ｒ
をブレード全長Ｒで規格化した規格化回転半径ｒ／Ｒを
横軸と併記している。
上の揚力分布と翼型性能の関係を示している。ホバーリ
ング時には飛行速度Ｖ＝０となり、マッハ数Ｍはブレー
ド回転半径に比例するため、ブレード先端部のマッハ数
Ｍを約０．６２として、ブレード根元からの回転半径ｒ
をブレード全長Ｒで規格化した規格化回転半径ｒ／Ｒを
横軸と併記している。
【００３８】グラフを見ると、ブレード中央部（ｒ／Ｒ
＝０．３〜０．８）ではほぼ平坦な揚力係数Ｃｌを示
し、ブレード先端から少し根元側で揚力係数Ｃｌがピー
クとなる。また推力が増加するにつれて、ブレード上の
揚力は増加し、揚力係数Ｃｌのピークも増大する。この
ブレードの揚力係数Ｃｌのピークが翼型の最大揚力係数
Ｃｌｍａｘを超えると失速が始まるため、これを絶対に
防止する必要があるとともに、このＣｌｍａｘ以下の領
域でしかヘリコプタは飛行することができない。ＡＫ１
００Ｄ翼型のＣｌｍａｘ特性は、上述したように、低速
域および高速域でのＣｌｍａｘは向上しているが、マッ
ハ数Ｍ０．５〜０．７の中速域でのＣｌｍａｘが低い傾
向があるため、推力が増加するにつれて、マッハ数Ｍ
０．５〜０．６付近のブレード上の揚力が翼型のＣｌｍ
ａｘを超える可能性がある。これに対して、本発明に係
るＡＫ１００Ｇ翼型は、マッハ数Ｍ０．５〜０．９の中
高速域でのＣｌｍａｘが優れているため、揚力係数Ｃｌ
のピーク値とＣｌｍａｘとの間にかなり余裕が生まれ
る。この推力増加に対する翼型性能の余裕は、ホバーリ
ングの安定性を向上させ、機体の全備重量の増加も可能
とする。また、この余裕によって、機体の上昇性能、加
速性能、さらに旋回性能を大幅に向上させることが可能
になる。
＝０．３〜０．８）ではほぼ平坦な揚力係数Ｃｌを示
し、ブレード先端から少し根元側で揚力係数Ｃｌがピー
クとなる。また推力が増加するにつれて、ブレード上の
揚力は増加し、揚力係数Ｃｌのピークも増大する。この
ブレードの揚力係数Ｃｌのピークが翼型の最大揚力係数
Ｃｌｍａｘを超えると失速が始まるため、これを絶対に
防止する必要があるとともに、このＣｌｍａｘ以下の領
域でしかヘリコプタは飛行することができない。ＡＫ１
００Ｄ翼型のＣｌｍａｘ特性は、上述したように、低速
域および高速域でのＣｌｍａｘは向上しているが、マッ
ハ数Ｍ０．５〜０．７の中速域でのＣｌｍａｘが低い傾
向があるため、推力が増加するにつれて、マッハ数Ｍ
０．５〜０．６付近のブレード上の揚力が翼型のＣｌｍ
ａｘを超える可能性がある。これに対して、本発明に係
るＡＫ１００Ｇ翼型は、マッハ数Ｍ０．５〜０．９の中
高速域でのＣｌｍａｘが優れているため、揚力係数Ｃｌ
のピーク値とＣｌｍａｘとの間にかなり余裕が生まれ
る。この推力増加に対する翼型性能の余裕は、ホバーリ
ングの安定性を向上させ、機体の全備重量の増加も可能
とする。また、この余裕によって、機体の上昇性能、加
速性能、さらに旋回性能を大幅に向上させることが可能
になる。
【００３９】図８（ｂ）は、１５０Ｋｔ水平飛行時のブ
レード作動領域と翼型性能の関係を示している。グラフ
を見ると、ブレードは低マッハ数から高マッハ数まで、
非常に広いマッハ数領域で作動していることが判る。前
述したように、ブレード作動領域が翼型の最大揚力係数
Ｃｌｍａｘを超えると失速が始まるため、ヘリコプタの
性能を向上させるためには、翼型の最大揚力係数Ｃｌｍ
ａｘを広いマッハ数領域において向上させることが必要
である。本発明に係るＡＫ１００Ｇ翼型は、ＡＫ１００
Ｄ翼型に比べて、広いマッハ数領域において高い最大揚
力係数Ｃｌｍａｘを有するため、ヘリコプタの性能を一
層向上させることができる。
レード作動領域と翼型性能の関係を示している。グラフ
を見ると、ブレードは低マッハ数から高マッハ数まで、
非常に広いマッハ数領域で作動していることが判る。前
述したように、ブレード作動領域が翼型の最大揚力係数
Ｃｌｍａｘを超えると失速が始まるため、ヘリコプタの
性能を向上させるためには、翼型の最大揚力係数Ｃｌｍ
ａｘを広いマッハ数領域において向上させることが必要
である。本発明に係るＡＫ１００Ｇ翼型は、ＡＫ１００
Ｄ翼型に比べて、広いマッハ数領域において高い最大揚
力係数Ｃｌｍａｘを有するため、ヘリコプタの性能を一
層向上させることができる。
【００４０】このようにＡＫ１００Ｇ翼型は、マッハ数
Ｍ０．５〜０．９の中高速域において非常に優れた揚力
特性を有している。また、ＡＫ１２０Ｇ翼型は、マッハ
数Ｍ０．３〜０．５の低速域において非常に優れた揚力
特性を有している。したがって、マッハ数があまり高く
ならないブレードの根本側から中央部にかけての翼型と
して、低速域での揚力特性に優れたＡＫ１２０Ｇ翼型を
配置し、マッハ数が高くなるブレード先端側の翼型とし
て、中高速域での揚力特性に優れたＡＫ１００Ｇ翼型を
配置することによって、ヘリコプタブレードの作動領域
は一層拡大でき、ヘリコプタの飛行性能をさらに向上さ
せることができる。たとえば、図８（ｂ）において、ス
パン位置ｒ／Ｒ＝９５％の作動領域で示されるように、
ブレード先端付近には、中高速域での揚力特性の優れた
ＡＫ１００Ｇ翼型等を配置し、スパン位置ｒ／Ｒ＝８５
％の作動領域で示されるように、低速域での高Ｃｌｍａ
ｘが要求される領域には、低速域でのＣｌｍａｘが高
い、比較的翼厚比の大きなＡＫ１２０Ｇ翼型等を配置す
ることで、ヘリコプタブレードの作動領域を拡大するこ
とができる。このような各厚み比の優れた揚力特性を引
き出すようにブレード上に翼型を配置することによっ
て、ヘリコプタブレードが作動する全てのマッハ数領域
において、最大揚力係数Ｃｌｍａｘを増加させ、作動領
域を拡大させることができる。そのためにヘリコプタの
飛行性能が一層向上する。
Ｍ０．５〜０．９の中高速域において非常に優れた揚力
特性を有している。また、ＡＫ１２０Ｇ翼型は、マッハ
数Ｍ０．３〜０．５の低速域において非常に優れた揚力
特性を有している。したがって、マッハ数があまり高く
ならないブレードの根本側から中央部にかけての翼型と
して、低速域での揚力特性に優れたＡＫ１２０Ｇ翼型を
配置し、マッハ数が高くなるブレード先端側の翼型とし
て、中高速域での揚力特性に優れたＡＫ１００Ｇ翼型を
配置することによって、ヘリコプタブレードの作動領域
は一層拡大でき、ヘリコプタの飛行性能をさらに向上さ
せることができる。たとえば、図８（ｂ）において、ス
パン位置ｒ／Ｒ＝９５％の作動領域で示されるように、
ブレード先端付近には、中高速域での揚力特性の優れた
ＡＫ１００Ｇ翼型等を配置し、スパン位置ｒ／Ｒ＝８５
％の作動領域で示されるように、低速域での高Ｃｌｍａ
ｘが要求される領域には、低速域でのＣｌｍａｘが高
い、比較的翼厚比の大きなＡＫ１２０Ｇ翼型等を配置す
ることで、ヘリコプタブレードの作動領域を拡大するこ
とができる。このような各厚み比の優れた揚力特性を引
き出すようにブレード上に翼型を配置することによっ
て、ヘリコプタブレードが作動する全てのマッハ数領域
において、最大揚力係数Ｃｌｍａｘを増加させ、作動領
域を拡大させることができる。そのためにヘリコプタの
飛行性能が一層向上する。
【００４１】図９はロータブレードから発生する回転騒
音の比較結果を示すグラフであり、図９（ａ）は本発明
に係るＡＫ１２０Ｇ翼型、図９（ｂ）は従来のＮＡＣＡ
００１２翼型を示す。横軸は経過時間、縦軸はロータ一
回転面から一定距離の位置での音圧値（単位パスカルＰ
ａ、リニア）であり、ロータ回転分の騒音波形を示して
いる。また図９（ｃ）は測定条件を示し、ヘリコプタが
飛行速度Ｖ＝８０ｋｔ（ノット）で前進しているとき、
進行方向に対して下向き３０度で１６．５ｍ（ブレード
半径Ｒの３倍に相当）の位置を観測点とした。
音の比較結果を示すグラフであり、図９（ａ）は本発明
に係るＡＫ１２０Ｇ翼型、図９（ｂ）は従来のＮＡＣＡ
００１２翼型を示す。横軸は経過時間、縦軸はロータ一
回転面から一定距離の位置での音圧値（単位パスカルＰ
ａ、リニア）であり、ロータ回転分の騒音波形を示して
いる。また図９（ｃ）は測定条件を示し、ヘリコプタが
飛行速度Ｖ＝８０ｋｔ（ノット）で前進しているとき、
進行方向に対して下向き３０度で１６．５ｍ（ブレード
半径Ｒの３倍に相当）の位置を観測点とした。
【００４２】グラフを見ると、全体的な傾向としてブレ
ードの回転によって音圧値が周期的に変動することが判
る。また従来のＮＡＣＡ００１２翼型は周期的変動が鋭
いピーク状に表れており、騒音レベルは１００．６ｄＢ
と推定された。これに対して、本発明のＡＫ１２０Ｇ翼
型は大きな周期的変動が抑制されており、音圧ピークの
振幅が約半分に減少しており、騒音レベルは９７．９ｄ
Ｂと推定され、回転騒音が約３ｄＢ低減していることが
判る。
ードの回転によって音圧値が周期的に変動することが判
る。また従来のＮＡＣＡ００１２翼型は周期的変動が鋭
いピーク状に表れており、騒音レベルは１００．６ｄＢ
と推定された。これに対して、本発明のＡＫ１２０Ｇ翼
型は大きな周期的変動が抑制されており、音圧ピークの
振幅が約半分に減少しており、騒音レベルは９７．９ｄ
Ｂと推定され、回転騒音が約３ｄＢ低減していることが
判る。
【００４３】図１０は本発明に係るＡＫ１００Ｇ翼型の
マッハ数０．６における翼面上圧力Ｃｐの分布を示すグ
ラフであり、図１０（ａ）は迎角α＝２°、図１０
（ｂ）は迎角α＝４°、図１０（ｃ）は迎角α＝６°の
ときの圧力分布をそれぞれ示す。
マッハ数０．６における翼面上圧力Ｃｐの分布を示すグ
ラフであり、図１０（ａ）は迎角α＝２°、図１０
（ｂ）は迎角α＝４°、図１０（ｃ）は迎角α＝６°の
ときの圧力分布をそれぞれ示す。
【００４４】図１１はＡＫ１００Ｄ翼型のマッハ数０．
６における翼面上圧力Ｃｐの分布を示すグラフであり、
図１１（ａ）は迎角α＝２°、図１１（ｂ）は迎角α＝
４°、図１１（ｃ）は迎角α＝６°のときの圧力分布を
それぞれ示す。図１０、１１において、縦軸は翼面上圧
力Ｃｐを負方向で示し、横軸は翼型の翼弦線に沿って前
縁から後縁に向う距離Ｘである。
６における翼面上圧力Ｃｐの分布を示すグラフであり、
図１１（ａ）は迎角α＝２°、図１１（ｂ）は迎角α＝
４°、図１１（ｃ）は迎角α＝６°のときの圧力分布を
それぞれ示す。図１０、１１において、縦軸は翼面上圧
力Ｃｐを負方向で示し、横軸は翼型の翼弦線に沿って前
縁から後縁に向う距離Ｘである。
【００４５】図１０を見ると、本発明に係るＡＫ１００
Ｇ翼型においては、迎角αの増加に伴って増加する前縁
上面付近の負圧のピークが抑えられている。従来の翼型
では、前縁上面付近に大きな負圧のピークが生じ、迎角
αの増加に伴って負圧のピークはさらに大きくなり、剥
離を誘発し失速に至る。本発明の翼型では、前縁部分に
ドループを設け、さらに前縁上面のコンターを最適化す
ることによって、この負圧ピークの立上りを抑えてい
る。そのため迎角αの増加に伴う負圧ピークの形成を抑
制し、剥離を遅らせ、失速迎角および最大揚力係数Ｃｌ
ｍａｘを増大させることを実現している。その結果、図
５で示したように、従来の翼型に比べて、広いマッハ数
領域において最大揚力係数Ｃｌｍａｘの向上を達成し、
ヘリコプタブレードの作動領域を大幅に拡大し、ヘリコ
プタの性能向上を可能にすることができる。
Ｇ翼型においては、迎角αの増加に伴って増加する前縁
上面付近の負圧のピークが抑えられている。従来の翼型
では、前縁上面付近に大きな負圧のピークが生じ、迎角
αの増加に伴って負圧のピークはさらに大きくなり、剥
離を誘発し失速に至る。本発明の翼型では、前縁部分に
ドループを設け、さらに前縁上面のコンターを最適化す
ることによって、この負圧ピークの立上りを抑えてい
る。そのため迎角αの増加に伴う負圧ピークの形成を抑
制し、剥離を遅らせ、失速迎角および最大揚力係数Ｃｌ
ｍａｘを増大させることを実現している。その結果、図
５で示したように、従来の翼型に比べて、広いマッハ数
領域において最大揚力係数Ｃｌｍａｘの向上を達成し、
ヘリコプタブレードの作動領域を大幅に拡大し、ヘリコ
プタの性能向上を可能にすることができる。
【００４６】図１１に示す本出願人が既に提案したＡＫ
１００Ｄ翼型においても、従来の対称翼型に比べて、こ
の負圧のピークを抑制し、マッハ数Ｍ＝０．３〜０．５
の低速域での揚力特性を向上させているが、本発明の翼
型では、さらにこの負圧のピークを抑制することによっ
て、図８に示すように、マッハ数０．５〜０．７の中速
域での揚力特性を大幅に向上させている。また、翼型の
上面における圧力分布を平坦化することによって、図９
で明らかなように、従来と比べて、主ロータ回転音の騒
音レベルを数ｄＢ程度低減している。
１００Ｄ翼型においても、従来の対称翼型に比べて、こ
の負圧のピークを抑制し、マッハ数Ｍ＝０．３〜０．５
の低速域での揚力特性を向上させているが、本発明の翼
型では、さらにこの負圧のピークを抑制することによっ
て、図８に示すように、マッハ数０．５〜０．７の中速
域での揚力特性を大幅に向上させている。また、翼型の
上面における圧力分布を平坦化することによって、図９
で明らかなように、従来と比べて、主ロータ回転音の騒
音レベルを数ｄＢ程度低減している。
【００４７】
【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ｄ
Ｂ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ｄ
Ｂ程度低減でき、しかも、最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大
きく向上する。
【００４８】さらに、本発明のＡＫ１００Ｇ翼型は、Ａ
Ｋ１００Ｄ翼型と比べて広い速度域において最大揚力係
数Ｃｌｍａｘの向上を実現できる。そのためヘリコプタ
ブレードの作動領域を拡大でき、ヘリコプタの飛行性能
が向上する。特に、中速度域での最大揚力係数Ｃｌｍａ
ｘが向上することによって、ヘリコプタのホバーリング
性能が大幅に向上する。
Ｋ１００Ｄ翼型と比べて広い速度域において最大揚力係
数Ｃｌｍａｘの向上を実現できる。そのためヘリコプタ
ブレードの作動領域を拡大でき、ヘリコプタの飛行性能
が向上する。特に、中速度域での最大揚力係数Ｃｌｍａ
ｘが向上することによって、ヘリコプタのホバーリング
性能が大幅に向上する。
【００４９】さらに、本発明のＡＫ１００Ｇ−ＴＡＢ翼
型は、後縁に所定タブ角かつ所定長さのタブを付加する
ことによって、ＡＫ１００Ｇ翼型の優れた特性を保持し
つつ、ピッチングモーメントＣｍを大きく低減化でき
る。
型は、後縁に所定タブ角かつ所定長さのタブを付加する
ことによって、ＡＫ１００Ｇ翼型の優れた特性を保持し
つつ、ピッチングモーメントＣｍを大きく低減化でき
る。
【図１】本発明の実施形態であるＡＫ１００Ｇ翼型を示
すグラフである。
すグラフである。
【図２】本発明の実施形態であるＡＫ０８０Ｇ翼型を示
すグラフである。
すグラフである。
【図３】本発明の実施形態であるＡＫ１５０Ｇ翼型を示
すグラフである。
すグラフである。
【図４】本発明の実施形態であるＡＫ１００Ｇ−ＴＡＢ
翼型を示すグラフである。
翼型を示すグラフである。
【図５】本発明に係る翼型の最大揚力係数Ｃｌｍａｘ特
性を示すグラフであり、図５（ａ）は厚み比１０％の翼
型、図５（ｂ）は厚み比１２％の翼型を示す。
性を示すグラフであり、図５（ａ）は厚み比１０％の翼
型、図５（ｂ）は厚み比１２％の翼型を示す。
【図６】本発明に係る翼型の抗力特性を示すグラフであ
る。
る。
【図７】本発明に係る翼型のピッチングモーメント特性
を示すグラフである。
を示すグラフである。
【図８】ブレードの作動状態と翼型性能の関係を示すグ
ラフであり、図８（ａ）はホバーリング時のブレード上
の揚力分布と翼型性能の関係、図８（ｂ）は水平飛行時
のブレード作動領域と翼型性能の関係を示す。
ラフであり、図８（ａ）はホバーリング時のブレード上
の揚力分布と翼型性能の関係、図８（ｂ）は水平飛行時
のブレード作動領域と翼型性能の関係を示す。
【図９】ロータブレードから発生する回転騒音の比較結
果を示すグラフであり、図９（ａ）は本発明に係るＡＫ
１２０Ｇ翼型、図９（ｂ）は従来のＮＡＣＡ００１２翼
型、図９（ｃ）は測定条件を示す。
果を示すグラフであり、図９（ａ）は本発明に係るＡＫ
１２０Ｇ翼型、図９（ｂ）は従来のＮＡＣＡ００１２翼
型、図９（ｃ）は測定条件を示す。
【図１０】本発明に係るＡＫ１００Ｇ翼型のマッハ数
０．６における翼面上圧力Ｃｐの分布を示すグラフであ
り、図１０（ａ）は迎角α＝２°、図１０（ｂ）は迎角
α＝４°、図１０（ｃ）は迎角α＝６°のときの圧力分
布を示す。
０．６における翼面上圧力Ｃｐの分布を示すグラフであ
り、図１０（ａ）は迎角α＝２°、図１０（ｂ）は迎角
α＝４°、図１０（ｃ）は迎角α＝６°のときの圧力分
布を示す。
【図１１】ＡＫ１００Ｄ翼型のマッハ数０．６における
翼面上圧力Ｃｐの分布を示すグラフであり、図１１
（ａ）は迎角α＝２°、図１１（ｂ）は迎角α＝４°、
図１１（ｃ）は迎角α＝６°のときの圧力分布をそれぞ
れ示す。
翼面上圧力Ｃｐの分布を示すグラフであり、図１１
（ａ）は迎角α＝２°、図１１（ｂ）は迎角α＝４°、
図１１（ｃ）は迎角α＝６°のときの圧力分布をそれぞ
れ示す。
─────────────────────────────────────────────────────
【手続補正書】
【提出日】平成１１年１１月１２日（１９９９．１１．
１２）
１２）
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】特許請求の範囲
【補正方法】変更
【補正内容】
【特許請求の範囲】
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 稲垣 健次郎 岐阜県各務原市川崎町２番地 株式会社コ ミュータヘリコプタ先進技術研究所内
Claims (5)
- 【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、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、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 0.00511 -0.00584 0.00250 0.00843 -0.00813 0.00500 0.01218 -0.01014 0.00750 0.01505 -0.01136 0.01000 0.01747 -0.01218 0.01250 0.01959 -0.01277 0.01500 0.02150 -0.01328 0.01750 0.02325 -0.01375 0.02000 0.02487 -0.01415 0.02500 0.02780 -0.01483 0.05000 0.03891 -0.01714 0.07500 0.04682 -0.01862 0.10000 0.05291 -0.01979 0.15000 0.06152 -0.02206 0.20000 0.06666 -0.02470 0.25000 0.06892 -0.02729 0.30000 0.06895 -0.02949 0.35000 0.06841 -0.03109 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 -0.03084 0.65000 0.04968 -0.02883 0.70000 0.04349 -0.02600 0.75000 0.03649 -0.02237 0.80000 0.02886 -0.01794 0.85000 0.02087 -0.01315 0.90000 0.01279 -0.00777 0.95000 0.00538 -0.00304 1.00000 0.00236 -0.00095 前縁半径 r/C=0.0096 円中心 X/C=0.0097, Y/C=-0.0018 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２】 請求項１記載の厚み比１０％の翼型を基
準として、翼型の厚み比８〜１５％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。 - 【請求項３】 請求項１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。 - 【請求項４】 請求項３記載の翼型を基準として、翼型
の厚み比８〜１５％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。 - 【請求項５】 請求項２または４記載の翼型を用いて、
厚み比がスパン方向に変化するように形成されたことを
特徴とするヘリコプタブレード。
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|---|---|---|---|
| JP11045196A JP3051398B1 (ja) | 1999-02-23 | 1999-02-23 | ヘリコプタブレ―ド用翼型およびヘリコプタブレ―ド |
| EP00200607A EP1031508A3 (en) | 1999-02-23 | 2000-02-22 | Helicopter blade aerofoil and helicopter blade |
| US09/511,802 US6315522B1 (en) | 1999-02-23 | 2000-02-23 | Helicopter blade aerofoil and helicopter blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11045196A JP3051398B1 (ja) | 1999-02-23 | 1999-02-23 | ヘリコプタブレ―ド用翼型およびヘリコプタブレ―ド |
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| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP3051398B1 JP3051398B1 (ja) | 2000-06-12 |
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Family
ID=12712530
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11045196A Expired - Lifetime JP3051398B1 (ja) | 1999-02-23 | 1999-02-23 | ヘリコプタブレ―ド用翼型およびヘリコプタブレ―ド |
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| JP (1) | JP3051398B1 (ja) |
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| CN106143850A (zh) * | 2016-06-17 | 2016-11-23 | 中国舰船研究设计中心 | 螺旋桨桨叶剖面及其应用方法 |
| CN106864726A (zh) * | 2016-12-27 | 2017-06-20 | 西北工业大学 | 一种适用于通用飞行器偏重巡航特性的层流翼型 |
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| US9874214B2 (en) | 2014-01-28 | 2018-01-23 | 4Front Engineered Solutions, Inc. | Fan with fan blade mounting structure |
| US9726192B2 (en) | 2015-03-31 | 2017-08-08 | Assa Abloy Entrance Systems Ab | Fan blades and associated blade tips |
| EP3112258B1 (en) * | 2015-07-03 | 2017-09-13 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Airfoils for rotor blades of rotary wing aircrafts |
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| FR3077802B1 (fr) * | 2018-02-15 | 2020-09-11 | Airbus Helicopters | Methode de determination d'un cercle initial de bord d'attaque des profils aerodynamiques d'une pale et d'amelioration de la pale afin d'augmenter son incidence negative de decrochage |
| FR3077803B1 (fr) | 2018-02-15 | 2020-07-31 | Airbus Helicopters | Methode d'amelioration d'une pale afin d'augmenter son incidence negative de decrochage |
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| WO2021109479A1 (zh) * | 2019-12-06 | 2021-06-10 | 北京二郎神科技有限公司 | 旋翼飞行器的桨叶、旋翼及旋翼飞行器 |
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| JP3051366B2 (ja) * | 1997-10-23 | 2000-06-12 | 株式会社コミュータヘリコプタ先進技術研究所 | ヘリコプタブレード用翼型 |
-
1999
- 1999-02-23 JP JP11045196A patent/JP3051398B1/ja not_active Expired - Lifetime
-
2000
- 2000-02-22 EP EP00200607A patent/EP1031508A3/en not_active Withdrawn
- 2000-02-23 US US09/511,802 patent/US6315522B1/en not_active Expired - Lifetime
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| CN106143850A (zh) * | 2016-06-17 | 2016-11-23 | 中国舰船研究设计中心 | 螺旋桨桨叶剖面及其应用方法 |
| CN106864726A (zh) * | 2016-12-27 | 2017-06-20 | 西北工业大学 | 一种适用于通用飞行器偏重巡航特性的层流翼型 |
| CN106864726B (zh) * | 2016-12-27 | 2019-02-26 | 西北工业大学 | 一种适用于通用飞行器偏重巡航特性的层流翼型 |
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|---|---|
| EP1031508A2 (en) | 2000-08-30 |
| US6315522B1 (en) | 2001-11-13 |
| EP1031508A3 (en) | 2002-01-30 |
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