JP2002511040A - 航空機のロータ用のブレードプロフィルおよびこのプロフィルを有するロータ用のブレード - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 本発明は、前縁部（１Ａ）および後縁部（１Ｂ）間に負圧面（２）およびブレード面（３）を有しており、これらの面の等距離の点の幾何学的軌跡が湾曲を定めている航空機ロータ用のブレードプロフィルに関する。本発明は、最大厚さに対する最大湾曲の比の値がプロフィル（１）の相対厚さに対応して線形展開し、翼弦（Ｃ）の７％の相対厚さでは０．１３から０．１９の範囲にあり、翼弦（Ｃ）の１５％の相対厚さでは０．１８から０．２４の範囲にあることを特徴としている。

Description

【発明の詳細な説明】航空機のロータ用のブレードプロフィルおよびこのプロフィルを有するロータ用 のブレード 本発明は、回転翼航空機に揚力を発生するために使用される空力プロフィルに 関し、特にヘリコプターのロータブレード用のプロフィル群に関する。 空力プロフィルは一般的に寸法表で定められる。これは、 −固定最大厚さ、 −この最大厚さの位置が固定していること、 −固定最大相対キャンバ、および、 −この最大キャンバの位置が固定していることを記載している。 所定のプロフィルから、いずれかの方法を使用して様々な相対厚さを有するプ ロフィルを生成することによってプロフィル群を形成することができる。使用さ れる方法は、最大厚さの位置、キャンバの値およびその位置をそのままにしても 、しなくてもよい。 ヘリコプターロータブレードの場合、ロータの回転速度とヘリコプターの速度 との組み合わせによって風上ブレード（ブレードの方位角Ψが０°から１８０° の範囲内）に、ブレードの付け根の約０．３からブレードの先端の０．８５まで 変化する相対マッハ数が発生し、風下ブレード（ブレードの方位角Ψが１８０° から３６０°の範囲内）に、ブレード先端の０．４からロータハブ付近の反転円 内の０または同等の負の値（後縁部が先行するプロフィル）までの非常に低いマ ッハ数が発生する。 このため、力学的圧力がブレードに沿ってブレードの方位位置に従って変化す る。航空機のバランスを保つために、揚力Ｃｚ、従って迎え角が風上ブレードで 小さく、風下ブレードで大きくなることがする必要である。ブレードの１回転中 に、それを構成するプロフィルは、相対速度が高く迎え角が小さい状態と相対速 度が中程度で迎え角が大きい状態とを交互に経験する。プロフィルが経験する速 度（すなわちマッハ数）および迎え角は、ブレードに沿ったそれらの翼幅(spanw ise)方向の位置によって決まる。 高性能である、すなわちロータを回転させるために必要な動力を最小限に抑え る、および／あるいは航空機が揚力および速度に関して広い飛行エンベロープで 飛行できるブレードを形成するには、すべての作動状態で高性能を与えるプロフ ィルを使用する必要がある。ブレードに加わるねじり力および縦揺れ制御ロッド に加わる制御力を最小限に抑えるために、これらのプロフィルの作動範囲全体で これらのプロフィルの縦揺れモーメント係数が非常に低くなければならない。最 後に、構造的理由から、厚さが翼幅方向に変化し、付け根でより厚く、先端でよ り薄いブレードを構成することが好都合である。 従って、高性能を与えるヘリコプターブレードを構成するには、各々がブレー ドに沿った翼幅方向の位置に従って経験する作動状態に非常に適した幾何学的お よび空力特徴を有するプロフィル群が必要である。プロフィル群はまた均質でな ければならない、すなわちすべてのプロフィルは、均質でなければ、ブレードの 性能が最低のプロフィルの性能によって制限されるため、同程度の性能を有して いる必要がある。 様々なプロフィルまたはプロフィル群が、特に米国特許第３，７２８，０４５ 号（ボルチ(Balch)）、第４，１４２，８３７号（デ・シモン(De Simone)）、第 ４，３１４，７９５号（ダドン(Dadone)）、第４，５６９，６３３号（フレミン グ(Flemming)）および第４，７４４，７２８号（レドシナー(Ledciner)）、およ びヨーロッパ特許第０，７１５，４６７号（ナカダテ）に記載されている。プロ フィル群を記載している特許では、プロフィル群が２種類の方法を使用してベー スプロフィルから生成される、すなわち、 −第１方法は、固有のキャンバ法則すなわちスケルトンと最大相対厚さに対す る厚さの法則とを使用してプロフィルを形成することから成る。この技法は、１ ９４９年にマグローヒル(McGraw-Hill)から出版されたＨ．アボット(Abbot)およ びＥ．バン・デューホフ(Von Doenhoff)著の「翼断面理論」に記載されている。 上記厚さの法則に係数を掛けることによって様々な厚さのプロフィルが得られる ため、厚さの法則はすべてのプロフィルで同一である。 −第２方法は、背面および腹面のＹ軸座標が数値表で定められている基本プロ フィルから始めて、これらの座標に乗数係数を掛けることによって他のプロフィ ルを形成することから成り、乗数係数はおそらく背面および腹面で異なっている 。 ボルチおよびデ・シモン特許で定められるプロフィルでは、約１０％の相対厚 さを、翼幅方向位置に適した性能を備えた展開プロフィルを有するブレードを定 めるために使用できない。 ダドン特許は、第２方法によって得られるプロフィル群を記載している。 フレミング特許は、２つの方法のいずれかによって生成できるプロフィル群を 記載している。 レドシナーおよびナカダテの両特許は、第２方法によって生成されたプロフィ ル群を記載している。 しかし、以上に記載されているようなプロフィル群は、相対厚さに従って順応 する幾何学的特徴を有するプロフィル、すなわちすべてで高性能が得られるプロ フィルを生じることはなく、従って高性能ブレードを生じない。従って、以上に 記載されている群では、最大キャンバの位置および最大キャンバの値が相対厚さ に対応して変化しない、すなわち非最適状態で変化する。同様に、翼弦の２０％ と最大厚さの位置との間の相対厚さがその相対厚さに対応して変化しない、すな わち非最適状態で変化する。このため、これらのプロフィル群は、群の基本プロ フィルが良好な性能を与える場合でも、ブレードの性能が派生プロフィルの非最 適性能によって制限されるために、高性能ブレードを生じない。 フランス特許第２，４６３，０５４号および第２，４８５，４７０号に記載さ れているプロフィル群は一定の特徴、特に翼弦の２０％と最大厚さの位置との間 での厚さの変化を有しており、これが低揚力で高マッハ数の状態でこの群に高性 能を与える。他方、キャンバは、遷音速性能を低下させることなくＣｚレベルを 大幅に増加させることができる特徴を備えていない。 本発明の目的は、これらの問題を回避することである。 このため、前縁部および後縁部間に背面および腹面を有しており、それらから 等距離の点の幾何学的軌跡によってキャンバが形成された回転翼航空機のロータ 用の本発明に従ったブレードプロフィルは、最大厚さに対する最大キャンバの比 がプロフィルの相対厚さに対応して線形変化し、翼弦の７％の相対厚さでは０． １３から０．１９の範囲にあり、翼弦の１５％の相対厚さでは０．１８から０． ２４の範囲にあることを特徴としている。 最大厚さに対する最大キャンバの比が相対厚さの関数として展開する法則が方 程式： （ｃ／Ｃ）max／（ｅ／Ｃ）max＝ａ₃＋ｂ₃（ｅ／Ｃ）max で好都合に表され、係数ａ₃および係数ｂ₃の値は、 ａ₃＝０．１１７７、 ｂ₃＝０．６１１４ である。 さらに、最大キャンバの位置はプロフィルの相対厚さに対応して線形展開し、 ７％の相対厚さでは翼弦の１４％から１６％の範囲にあり、１５％の相対厚さで は翼弦の２７％から２９％の範囲にある。 最大キャンバの位置の展開の法則が好ましくは方程式： Ｘｃmax／Ｃ＝ａ₂＋ｂ₂（ｅ／Ｃ）max で表され、係数ａ₂および係数ｂ₂の値は、 ａ₂＝０．０３２１、 ｂ₂＝１．６４９９ である。 以下にさらに詳細に説明するように、キャンバおよびその位置の相対厚さの関 数としてのこれらの特定の特徴により、本発明のプロフィル群全体においてブレ ード上のそれらの位置に非常に適した最大揚力に関して良好な性能が生じる。 さらに、翼弦の２０％での厚さと最大厚さとの間の比は相対厚さに対応して線 形変化し、７％の相対厚さでは０．９５７から０．９６６の範囲にあり、１５％ の相対厚さでは０．９３８から０．９４７の範囲にある。 この比の展開の法則が方程式： で好都合に表され、係数ａ₁および係数ｂ₁の値は、 ａ₁＝０．９７７９、 ｂ₁＝−０．２３０５ である。 さらに、本発明に従ったブレードプロフィルは、最大相対厚さ位置が翼弦の３ １％から３５％の範囲にあることを特徴としている。 添付の図面は、本発明をいかに実施できるかを説明している。 第１図は、４枚のブレードを有するロータを設けたヘリコプターの概略図であ る。 第２図は、前進飛行中の第１図のヘリコプターブレードの翼幅の５０％および ９５％の位置の２つのプロフィルでのマッハ数および揚力の変化を示すグラフで ある。 第３図は、本発明に従った群の１つのブレードプロフィルの全体図である。 第４図は、本発明に従ったブレードプロフィル群および従来のプロフィルの最 大厚さの位置を最大相対厚さの関数として示すグラフである。 第５図は、本発明に従ったブレードプロフィル群の翼弦の２０％における厚さ と最大厚さとの比、および従来のプロフィル群の場合の同比を相対厚さの関数と して示すグラフである。 第６図は、本発明に従ったブレードプロフィル群の相対厚さの関数として翼弦 のパーセントで表した最大キャンバの位置、および従来のプロフィル群の場合の 同位置を示すグラフである。 第７図は、本発明に従ったブレードプロフィル群の最大相対厚さに対する最大 キャンバの値の比および従来のプロフィル群の同比を相対厚さの関数として示す グラフである。 第８図は、本発明に従った群の８％の相対厚さのプロフィルおよび同相対厚さ を有する従来のプロフィルにおけるマッハ数が０．４でＣｚが１の場合の前縁部 付近の圧力係数を示すグラフである。 第９図は、本発明に従った群の８％の相対厚さのプロフィルおよび同相対厚さ を有する従来のプロフィルにおけるマッハ数が０．７５でＣｚが０の場合の前縁 部付近の圧力係数を示すグラフである。 第１０図は、本発明に従った群の１２％の相対厚さのプロフィルおよび同相対 厚さを有する従来のプロフィルにおけるマッハ数が０．４でＣｚが１．２５の場 合の前縁部付近の圧力係数を示すグラフである。 第１１図は、本発明に従った群の１２％の相対厚さのプロフィルおよび同相対 厚さを有する従来のプロフィルにおけるマッハ数が０．７５でＣｚが０の場合の 前縁部付近の圧力係数を示すグラフである。 第１２図は、マッハ数が０．７５でＣｚが０の場合の腹面の最小圧力係数の値 を、マッハ数が０．４で本発明に従った群の８％の相対厚さのプロフィルおよび 同相対厚さを有する従来のプロフィルではＣｚが１、１２％の相対厚さのプロフ ィルおよび同相対厚さを有する従来のプロフィルではＣｚが１．２５の場合の背 面の最小圧力係数の値の関数として示すグラフである。 第１３図は、風洞内で測定した性能グラフであり、従来の群および本発明に従 った群のプロフィルにおけるマッハ０．４での最大揚力係数（Ｃｚmax）とＣｚ ＝０での抗力ダイバージェンスマッハ数（Ｍｄｘ）とを示している。 第１図は、前進飛行で様々な方位角Ψをとる４枚のブレードを有するロータＶ を備えたヘリコプターＨを示しており、例えば風上ブレードではΨ＝９０°で、 風下ブレードではΨ＝２７０°である。第１図はまた、ブレードの翼幅をＲ、断 面の位置をｒとした時、ｒ／Ｒ＝５０％およびｒ／Ｒ＝９５％などの２つのブレ ード断面も示している。 第２図は、ヘリコプターブレードプロフィルがブレード上でのそれらの翼幅方 向の位置に応じてマッハ数および揚力係数に関して異なった作動状態を経験し、 高性能のブレードを構成するために、これらの作動状態にうまく適合したプロフ ィルを使用することが好都合であることを示している。このことが第２図におい て、中程度の速度で前進飛行中のヘリコプターの場合でブレードの最大翼幅の５ ０％および９５％の位置の２つのブレード断面について示されている。 第３図に示されているように、本発明に従ったブレードＰのプロフィル１は背 面（上部分）２および腹面（下部分）３を有しており、これらは前縁部１Ａおよ び後縁部１Ｂで合流する。説明を簡単にするために、第３図のプロフィル１は軸 ＯｘおよびＯｙの直交座標系に関連づけられており、その原点Ｏが前縁部１Ａと 一致している。 また、後縁部１Ｂを通っているＯｘ軸がプロフィルの翼弦Ｃと一致している。 軸ＯｘおよびＯｙ系は、その正方向が第３図に矢印で示されており、相対座標 の基準系である、すなわち、ＸおよびＹ座標がプロフィルの翼弦の長さＣを表し ている。プロフィルの外形は、線２および３から等距離にある点の幾何学的軌跡 を表す、点Ｏおよび点１Ｂを通るスケルトン（翼形中心線）４に関連させて決定 される。 線２および３間で変化するプロフィルの厚さは、その厚さがプロフィルの翼弦 Ｃに沿って最大である点のｘ座標によって特徴付けられ、翼弦の長さに対する値 （すなわち、（Ｘｅmax）／Ｃ）として表される。本発明に従ったブレードプロ フィルは、相対Ｘ座標Ｘ／Ｃ＝２０％の位置での相対厚さの値によっても特徴付 けられ、その厚さは翼弦の長さで正規化することができる。 本発明に従ったブレードプロフィルはまた、線２および３から等距離の点の軌 跡であるそのキャンバ法則４の形状によっても特徴付けられる。線４は点５でＹ 座標が最大になる。翼弦に対するＸ軸上の点５の位置を最大キャンバ位置（Ｘcm ax）／Ｃと呼び、翼弦に対する点５のＹ座標を最大キャンバ値と呼ぶ。 第４図は、正方形で示されている本発明に従ったブレードプロフィル群の場合 、最大相対厚さ（ｅ／Ｃ）maxの関数としての最大厚さの位置（Ｘｅmax）／Ｃが 翼弦の３１％から３５％の範囲にあり、従って三角形および菱形で示されている 従来のプロフィル群の場合よりも前縁部に近いことを示している。 第５図は、本発明のプロフィル（正方形）の場合、相対厚さの増加に伴って最 大厚さに対する翼弦の２０％での厚さの比が線形的に減少するのに対して、従来 のプロフィル群（三角形または菱形）では、その群の生成に使用される方法のた めにこの比が一定であるか、増加することを示している。７％の相対厚さのプロ フィルの場合、好ましくはこの比は０．９５７から０．９６６の範囲の値が選択 される。 １５％の相対厚さのプロフィルの場合、好ましくは０．９３８から０．９４７ の範囲の値が選択される。 この比の展開の法則を方程式： で好都合に表すことができ、係数ａ₁および係数ｂ₁の値は、 ａ₁＝０．９７７９、 ｂ₁＝−０．２３０５ である。 相対厚さに対する上記比の展開によって、本発明に従ったブレードプロフィル 群は７％から１５％の範囲のすべての最大相対厚さに対して非常に良好な風上ブ レード性能を有することができる。これらの特定の特徴は、低Ｃｚかつ高マッハ 数で特徴付けられた作動状態において、背面および腹面での速度勾配度を制限し 、衝撃波の強さを低減させる。同様に、本発明に従った群の最大厚さがより前進 した位置にあることによって、風下ブレードの作動状態、すなわち低マッハ数か つ高Ｃｚの場合のプロフィルの後部分全体の背面での再圧縮の強さが低減し、従 つて境界層分離が遅れる。 第６図は、本発明に従ったブレードプロフィル群（正方形）の場合に最大キャ ンバの位置が相対厚さに対応して線形変化するのに対して、従来の群（三角形お よび菱形）ではこれらの群を生成するために使用された方法のためにこの位置が 一定であることを示している。７％の相対厚さのプロフィルでは、好ましくは翼 弦の１４％から１６％の範囲の最大キャンバ位置が選択される。１５％の相対厚 さのプロフィルでは、好ましくは翼弦の２７％から２９％の範囲の最大キャンバ 位置が選択される。 最大キャンバの位置のこの展開の法則を方程式： Ｘｃmax／Ｃ＝ａ₂＋ｂ₂（ｅ／Ｃ）max で好都合に表すことができ、係数ａ₂および係数ｂ₂の値は、 ａ₂＝０．０３２１、 ｂ₂＝１．６４９９ である。 第７図は、本発明に従ったブレードプロフィル群（正方形）の場合に最大厚さ に対する最大キャンバの比（ｃ／Ｃ）max／（ｅ／Ｃ）maxが相対厚さ（ｅ／Ｃ） maxに対応して線形変化するのに対して、従来のプロフィル群ではそれが一定で あることを示している。本発明に従った群の７％のプロフィルでは、好ましくは ０．１３から０．１９の範囲の値が選択される。１５％の相対厚さのプロフィル では、好ましくは０．１８から０．２４の範囲内の値が選択される。最大厚さに 対する最大キャンパの比が相対厚さの関数として展開する法則を方程式： （ｃ／Ｃ）max／（ｅ／Ｃ）max＝ａ₃＋ｂ₃（ｅ／Ｃ）max で好都合に表すことができ、係数ａ₃および係数ｂ₃の値は、 ａ₃＝０．１１７７、 ｂ₃＝０．６１１４ である。 キャンバおよびその位置が相対厚さの関数であるこれらの特定の特徴によって 、本発明に従ったすべてのプロフィル群にブレード上のそれらの位置にうまく適 合した最大揚力性能が与えられる。 従って、ブレードの外部分の薄いプロフィルでは、キャンバが中程度であり、 最大キャンバの位置が前進し、これによって高Ｃｚで前縁部の超過速度が制限さ れ、境界層分離が遅れる一方、低レベルの揚力で前縁部に近い腹面での高い超過 速度が、従って衝撃波が防止される。 第８図は、様々な８％の相対厚さのプロフィルについてマッハが０．４で揚力 係数が１の一般的な風下ブレード作動状態での圧力係数Ｋｐとして表された前縁 部の超過速度の展開を示している。第９図は、マッハが０．７５で揚力係数が０ の一般的な風上ブレード作動状態でのその展開を示している。速度効果を考慮し たオイラー計算方法を使用し、また先に引用した特許から得られたプロフィルの 寸法を使用して圧力分布を計算した。 これらの図面は、本発明に従った群のプロフィル（連続線）で良好な風上およ び風下ブレード性能が得られることを明確に示している。従来のプロフィル（点 線）と比較して、本発明に従ったプロフィルは低マッハ数かつ高Ｃｚ値で同等の 超過速度を有しており、従って超過速度後の再圧縮法則が同様であるために近似 最大Ｃｚを有するが、高マッハ数かつ低Ｃｚ値で超過速度が腹面での他のプロフ ィルの超過速度より低いため、先に引用したプロフィルより抗力が低く、抗力ダ イバージェンスマッハ数が高い。鎖線で示されている従来のプロフィルと比較し て、本発明に従ったプロフィルはＭ＝０．４での超過速度が非常に低く、従って 最大揚力が非常に高くなるであろう・ 第１０図は、本発明に従った群の１２％のプロフィルおよび従来のプロフィル の場合でＭ＝０．４かつＣｚ＝１．２５の一般的な風下ブレードの作動状態での 前縁部付近の背面の超過速度を示している。第１１図は、同じプロフィルの場合 でＭ＝０．７５かつＣｚ≒０の一般的な風上ブレード作動状態での前縁部付近の 超過速度を示している。 第１０図は、本発明に従った群のプロフィル（連続線）の超過速度が他のプロ フィル（点線）より相当に低く、従って最大揚力が最も高くなるため、ブレード を広い飛行エンベロープで正確に作動させることができることを明白に示してい る。第１１図に示されているように、本発明に従った群のプロフィル（連続線） は低Ｃｚ値および高マッハ数での腹面の超過速度が他のプロフィル（点線）と同 程度か、それよりも低レベルであるため、低速度でのこの優れた性能が風上ブレ ードの高性能と共に得られる。 上記図面から明らかなように、本発明に従ったプロフィル群は、相対厚さに、 すなわち問題のプロフィルの翼幅方向の位置に関係なく、風上および風下ブレー ドの作動要件の優れた妥協を得ることができる。それは妥協によって得られるグ ラフを示す第１２図から明らかになり、このグラフではＹ軸がマッハ０．７５で Ｃｚ＝０（風上ブレード）での腹面超過速度（Ｋｐmin）を示し、Ｘ軸がマッハ ０．４で本発明に従った相対厚さを有する８％プロフィル（白色正方形）の場合 にＣｚ＝１、１２％プロフィル（白色三角形）の場合にＣｚ＝１．２５（風下ブ レード）、および従来の同じ相対厚さプロフィル（黒色正方形および三角形）で の背面超過速度（Ｋｐmin）を示している。すべての従来のプロフィルは、本発 明に従った群の８％および１２％プロフィルを表す点を結んだ線の左側にあり、 本発明に従った群の方がプロフィルの作動範囲全体で良好な性能を与えることを 示している。 第１３図は、本発明に従った群で得られる性能がフランス特許第２，４６３， ０５４号および第２，４８５，４７０号に記載されている群より改善されている ことを示している。 本発明に従ったプロフィル（星形）と従来のプロフィル（正方形）とを同一寸 法の模型で同一のレイノルズ数で同一の風洞において試験した。従って、測定さ れた性能は完全に比較可能である。本発明に従った群の特定の特徴が従来の群を 大幅に改善することが明らかにわかる。従って、同一の抗力ダイバージェンスマ ッハ数において本発明に従った群はＭ＝０．４で最大揚力を０．１５程度改善す るか、同一の最大揚力でゼロ揚力抗力ダイバージェンスマッハ数を０．０４程度 改善する。従って、このプロフィル群を使用することによって、ロータブレード の性能を、従って航空機の性能を向上させることができる。 従来のプロフィルに比較して、本発明に従ったブレードプロフィル群を使用す ることによって、風下ブレードでの境界層分離の危険性を伴わないで小さい動力 で高速飛行するようにブレードを構成することができる。新しい群はまた、プロ フィル群の最大揚力レベルを上昇させるため、低速回転での作動も可能にし、騒 音レベルが低くなる。 従って、本発明は、翼弦の７％から１５％の範囲に最大相対厚さを有するプロ フイル群に関し、そのプロフィル群の様々な特定の特徴が低揚力レベルで高マッ ハ数の場合と低マッハ数で高揚力レベルの場合にもすべてのプロフィルに高性能 を与える。本発明に従ったプロフィル群のこれらの様々な特定の特徴を使用して 、風上ブレードの縦揺れモーメントレベルが非常に低いと共に非常に広範囲の作 動状態において高性能を有するブレードを構成することができ、従ってブレード のねじれおよび縦揺れ制御ロッドに加わる力を低減させることができる。このよ うに縦揺れモーメントを非常に低レベルにすることが、後縁フラップの偏向また はこの位置のプロフィルの特別な形状などの、抗力を増加させて最大揚力を低減 させる技術を使用しないで可能である。 以下の表に記載されている寸法を好都合に使用して、本発明に従ったプロフィ ル群を容易に形成して生成することができる。これらの寸法は、本発明に従った 群の様々なプロフィルの腹面（Ｘ座標Ｘint、Ｙ座標Ｙint）および背面（Ｘ座標 Ｘext、Ｙ座標Ｙext）の展開を、翼弦長さを１として定めている。 表１は、相対厚さが１５％の本発明に従った群のプロフィルの場合のこれらの 寸法を示している。 表２は、相対厚さが１３％の本発明に従った群のプロフィルの場合のこれらの 寸法を示している。 表３は、相対厚さが１２％の本発明に従った群のプロフィルの場合のこれらの 寸法を示している。 表４および表５は、相対厚さが９％の本発明に従った群の２つのプロフィルの 寸法を示している。第１プロフィルは第２プロフィルより最大キャンバがわずか に大きく、これによって最大揚力がわずかに高くなり、従ってブレードのより中 心寄りの位置で使用することができる。 表６は、相対厚さが７％の本発明に従った群のプロフィルの場合のこれらの寸 法を示している。 他の相対厚さの場合の本発明に従った群のプロフィルは、上記の表に与えられ ているプロフィルの寸法から補間法によって好都合に得られる。従って、８％の 相対厚さのプロフィルのＹ座標を得る場合、同一のＸ座標における７％および９ ％のプロフィルのＹ座標の合計を半分にする。この補間法は、すべてのプロフィ ルについて本発明に従った群の特定の特徴を存続させる。 この方法で形成された群のすべてのプロフィルは、すべての作動状態で高性能 を有するだけでなく、最大揚力を低減させる後縁フラップを使用しないで低Ｃｚ 値で非常に低い縦揺れモーメント係数を有している。 本発明に従った群の特定の特徴を使用して、特定用途のためにより高くした縦 揺れモーメント（ノーズアップ）を有するプロフィルを生成することもできる。 例えば、表７は、＋０．０５のノーズアップ縦揺れモーメント係数を有する１１ ％の相対厚さのプロフィルの寸法を示している。本発明に従ったプロフィル群の 特定の特徴は、ノーズアップ縦揺れモーメント係数であっても低マッハ数かつ高 Ｃｚ値でこのプロフィルに良好な性能を与える。同様な縦揺れモーメント係数を 有する９％から１３％の範囲の相対厚さの他のプロフィルは、表７の寸法のＹ座 標に対応した係数を掛けることによって好都合に得ることができる。従って、９ ％の相対厚さのプロフィルの場合、表７の寸法のＹ座標に９／１１の係数を掛け ることができる。１３％のプロフィルの場合、表７の寸法のＹ座標に１３／１１ の係数を掛けることができる。 以上の概念を要約してまとめると、プロフィルの最大揚力係数を増加させる場 合、その相対厚さおよびキャンバを増加させる必要があるが、最大キャンバの位 置およびその値を相対厚さに、すなわちブレード上のプロフィルの位置に適する ように調節しなければならない。従って、ブレード付け根付近から中間翼幅まで の断面では、相対マッハ数が中程度であるが、風下ブレードでの境界層分離を回 避するために高い最大揚力係数を有する必要があり、最大キャンバ位置が翼弦の ２０％を越え、最大キャンバ値が翼弦の２．３％より大きい１２％から１５％の 範囲の相対厚さのプロフィルが選択される。他方、相対マッハ数がより高く揚力 レベルがより低い中間翼幅とブレード先端との間のプロフィルでは、最大キャン バ位置が翼弦の２０％未満で、最大キャンバ値が翼弦の２％より小さい７％から １２％の範囲の相対厚さを有するプロフィルが選択される。従って、これらのプ ロフィルでは、抗力レベルが低く抗力ダイバージェンスマッハ数が高い風上ブレ ードの高性能を、満足できる風下ブレード性能と共に得られる。 高マッハ数かつ低揚力レベルで良好な性能を得るには、背面および腹面での強 衝撃波の形成を回避するために、翼弦の２０％と最大厚さの位置との間で厚さが わずかに変化するプロフィルが必要である。しかし、これにより、背面での再圧 縮が最適でないため、低マッハ数かつ高Ｃｚ値での性能が低下する。従って、翼 弦の２０％と最大厚さの位置との間でのプロフィルの厚さの展開をプロフィルの 相対厚さの関数として、すなわちブレード上の翼幅方向の位置の関数として調節 することがやはり好都合であろう。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ロッド、アンヌ・マリ フランス国、91370 ヴェリエール・ル・ ブイソン、アレ・デ・ザルエット 12 (72)発明者 ルノー、ジョエル フランス国、91400 オルゼイ、リュー・ レオン・クロック 14 (72)発明者 ティベール、ジャン・ジャック フランス国、91370 ヴェリエール・ル・ ブイソン、スクアール・デ・ゼラブル １

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．前縁部（１Ａ）および後縁部（１Ｂ）間に背面（２）および腹面（３）を有 しており、それらから等距離の点の幾何学的軌跡によってキャンバが形成された 回転翼航空機のロータ用のブレードプロフィルであって、 最大厚さに対する最大キャンバの比がプロフィル（１）の相対厚さに対応して 線形変化し、翼弦（Ｃ）の７％の相対厚さでは０．１３から０．１９の範囲にあ り、翼弦（Ｃ）の１５％の相対厚さでは０．１８から０．２４の範囲にあること を特徴とするブレードプロフィル。 ２．最大厚さに対する最大キャンバの比が相対厚さの関数として展開する法則が 方程式： （ｃ／Ｃ）max／（ｅ／Ｃ）max＝ａ₃＋ｂ₃（ｅ／Ｃ）max で表され、係数ａ₃および係数ｂ₃の値は、 ａ₃＝０．１１７７、 ｂ₃＝０．６１１４ であることを特徴とする請求項１記載のブレードプロフィル。 ３．最大キャンバの位置は、プロフィル（１）の相対厚さに対応して線形展開し 、７％の相対厚さでは翼弦（Ｃ）の１４％から１６％の範囲にあり、１５％の相 対厚さでは翼弦（Ｃ）の２７％から２９％の範囲にあることを特徴とする請求項 １あるいは２に記載のブレードプロフィル。 ４．最大キャンバの位置の展開の法則が方程式： Ｘｃmax／Ｃ＝ａ₂＋ｂ₂（ｅ／Ｃ）max で表され、係数ａ₂および係数ｂ₂の値は、 ａ₂＝０．０３２１、 ｂ₂＝１．６４９９ であることを特徴とする請求項１〜３のいずれか一項に記載のブレードプロフィ ル。 ５．翼弦（Ｃ）の２０％での厚さと最大厚さとの間の比は、相対厚さに対応して 線形変化し、７％の相対厚さでは０．９５７から０．９６６の範囲にあり、１５ ％の相対厚さでは０．９３８から０．９４７の範囲にあることを特徴とする請求 の範囲第１項から第４項までのいずれか一項に記載のブレードプロフィル。 ６．この比の展開の法則が方程式： で表され、係数ａ₁および係数ｂ₁の値は、 ａ₁＝０．９７７９、 ｂ₁＝−０．２３０５ であることを特徴とする請求項５に記載のブレードプロフィル。 ７．最大相対厚さ位置は、翼弦（Ｃ）の３１％から３５％の範囲にあることを特 徴とする請求項１〜６のいずれか一項に記載のブレードプロフィル。 ８．請求項１〜７のいずれか一項に記載のプロフィルを有することを特徴とする 回転翼航空機のロータ用のブレード。