JP2633413B2 - 回転翼航空機の回転翼羽根 - Google Patents
回転翼航空機の回転翼羽根Info
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/32—Rotors
- B64C27/46—Blades
- B64C27/467—Aerodynamic features
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
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- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は回転翼航空機の回転翼羽
根に係り、より詳細には回転翼羽根の断面形状に関す
る。
根に係り、より詳細には回転翼羽根の断面形状に関す
る。
【０００２】
【従来の技術】一版に所望の揚力や抵抗を得るために種
々の翼形が開発されている。図９に種々の翼形のキャン
バによる分類を示す。図中（ａ）は対称翼形、（ｂ）は
正キャンバ翼形、（ｃ）は逆キャンバ翼形、（ｄ）は前
縁キャンバ（前縁ドループ）翼形、（ｅ）は後縁キャン
バ（リアローディング）翼形を示している。従来の回転
翼航空機の回転翼羽根の多くはＮＡＣＡ（ＮＡＳＡ米航
空宇宙局の前身）で開発され、文献等で公表されている
翼形を採用している。このＮＡＣＡの翼形の代表的なも
のとして、対称翼形ＮＡＣＡ ００１２及びキャンバ付
翼形ＮＡＣＡ ２３０１２がある。しかしながら前者は
回転翼航空機の高速性能向上に必要な亜音速最大揚力係
数Ｃｌ ｍａｘと零揚力抵抗発散マッハ数Ｍｄｄとが共
に低い。一方、後者は最大揚力係数Ｃｌ ｍａｘは比較
的高いものの零揚力抵抗発散マッハ数Ｍｄｄは低く、回
転翼航空機の大幅な性能向上は望めない。これに対し
て、特公昭６１−３３７６０号公報及び特公平１−５６
９６０号公報によって提案されている翼形はより高い性
能をめざしたものであって、より大きい最大揚力係数Ｃ
ｌ ｍａｘと零揚力抵抗発散マッハ数Ｍｄｄとを有して
いる。図１０は、縦軸に０．４マッハにおける最大揚力
係数Ｃｌ ｍａｘ、横軸に零揚力抵抗発散マッハ数Ｍｄ
ｄを示した翼形の性能比較図である。図中に前記翼形Ｎ
ＡＣＡ ００１２、翼形ＮＡＣＡ ２３０１２、特公平
１−５６９６０号公報に開示された翼形（符号Ｔで示
す）、特公昭６１−３３７６０号公報に開示された翼形
（ＳＣ１０９５−Ｒ８，ＳＣ１０９５）の性能を表す点
が示されている。前記特公昭６１−３３７６０号公報に
開示された翼形（ＳＣ１０９５−Ｒ８，ＳＣ１０９５）
と特公平１−５６９６０号公報に開示された翼形（符号
Ｔで示す）は翼形ＮＡＣＡ ００１２と比較して、前記
特公昭６１−３３７６０号公報に開示された翼形（ＳＣ
１０９５−Ｒ８，ＳＣ１０９５）は０．４マッハにおけ
る最大揚力係数と零揚力抵抗発散マッハ数Ｍｄｄがいず
れも高く、前記特公平１−５６９６０号公報に開示され
た翼形（符号Ｔで示す）は０．４マッハにおける最大揚
力係数が高く、翼形ＮＡＣＡ２３０１２と比較して前記
特公昭６１−３３７６０号公報に開示された翼形（ＳＣ
１０９５−Ｒ８，ＳＣ１０９５）は零揚力抵抗発散マッ
ハ数Ｍｄｄが高く、前記特公平１−５６９６０号公報
（符号Ｔで示す）に開示された翼形は０．４マッハにお
ける最大揚力係数が高い。図１１は特公平１−５６９６
０号公報に開示された翼形の断面形状であり、図中に示
すように、この翼形は正キャンバ翼形の後縁部にはね上
げを設けている。後縁付近にはね上げを付加することに
より、この翼形は正キャンバ翼形に不可避な振動やピッ
チ角変角機構の荷重の増大の原因となる頭下縦揺モーメ
ントの低減を図っている。図１２は特公昭６１−３３７
６０号公報に開示された翼形（ＳＣ１０９５−Ｒ８，Ｓ
Ｃ１０９５）の断面形状を示している。図中（ａ）は翼
形ＳＣ１０９５を示し、（ｂ）は翼形ＳＣ１０９５−Ｒ
８を示している。これらの翼形は、図中に示すように、
後縁タブのはね上げを付加することにより前記頭下縦揺
モーメントの低減を図っている。さらに近来の回転翼航
空機の高性能化に伴い、より高い性能の翼形が特開昭５
６−９５７９９号公報によって提案されている。この特
開昭５６−９５７９９号公報によって開示された翼形Ｖ
Ｒ−１２，ＶＲ−１３，ＶＲ−１４，ＶＲ−１５の０．
４マッハにおける最大揚力係数Ｃｌ ｍａｘと零揚力抵
抗発散マッハ数Ｍｄｄとを前記図１０に示す。図１０に
示すように、これらの翼形のＣｌ ｍａｘとＭｄｄは共
に大きな値を有し、これらの翼形が高い性能を有してい
るということができる。
々の翼形が開発されている。図９に種々の翼形のキャン
バによる分類を示す。図中（ａ）は対称翼形、（ｂ）は
正キャンバ翼形、（ｃ）は逆キャンバ翼形、（ｄ）は前
縁キャンバ（前縁ドループ）翼形、（ｅ）は後縁キャン
バ（リアローディング）翼形を示している。従来の回転
翼航空機の回転翼羽根の多くはＮＡＣＡ（ＮＡＳＡ米航
空宇宙局の前身）で開発され、文献等で公表されている
翼形を採用している。このＮＡＣＡの翼形の代表的なも
のとして、対称翼形ＮＡＣＡ ００１２及びキャンバ付
翼形ＮＡＣＡ ２３０１２がある。しかしながら前者は
回転翼航空機の高速性能向上に必要な亜音速最大揚力係
数Ｃｌ ｍａｘと零揚力抵抗発散マッハ数Ｍｄｄとが共
に低い。一方、後者は最大揚力係数Ｃｌ ｍａｘは比較
的高いものの零揚力抵抗発散マッハ数Ｍｄｄは低く、回
転翼航空機の大幅な性能向上は望めない。これに対し
て、特公昭６１−３３７６０号公報及び特公平１−５６
９６０号公報によって提案されている翼形はより高い性
能をめざしたものであって、より大きい最大揚力係数Ｃ
ｌ ｍａｘと零揚力抵抗発散マッハ数Ｍｄｄとを有して
いる。図１０は、縦軸に０．４マッハにおける最大揚力
係数Ｃｌ ｍａｘ、横軸に零揚力抵抗発散マッハ数Ｍｄ
ｄを示した翼形の性能比較図である。図中に前記翼形Ｎ
ＡＣＡ ００１２、翼形ＮＡＣＡ ２３０１２、特公平
１−５６９６０号公報に開示された翼形（符号Ｔで示
す）、特公昭６１−３３７６０号公報に開示された翼形
（ＳＣ１０９５−Ｒ８，ＳＣ１０９５）の性能を表す点
が示されている。前記特公昭６１−３３７６０号公報に
開示された翼形（ＳＣ１０９５−Ｒ８，ＳＣ１０９５）
と特公平１−５６９６０号公報に開示された翼形（符号
Ｔで示す）は翼形ＮＡＣＡ ００１２と比較して、前記
特公昭６１−３３７６０号公報に開示された翼形（ＳＣ
１０９５−Ｒ８，ＳＣ１０９５）は０．４マッハにおけ
る最大揚力係数と零揚力抵抗発散マッハ数Ｍｄｄがいず
れも高く、前記特公平１−５６９６０号公報に開示され
た翼形（符号Ｔで示す）は０．４マッハにおける最大揚
力係数が高く、翼形ＮＡＣＡ２３０１２と比較して前記
特公昭６１−３３７６０号公報に開示された翼形（ＳＣ
１０９５−Ｒ８，ＳＣ１０９５）は零揚力抵抗発散マッ
ハ数Ｍｄｄが高く、前記特公平１−５６９６０号公報
（符号Ｔで示す）に開示された翼形は０．４マッハにお
ける最大揚力係数が高い。図１１は特公平１−５６９６
０号公報に開示された翼形の断面形状であり、図中に示
すように、この翼形は正キャンバ翼形の後縁部にはね上
げを設けている。後縁付近にはね上げを付加することに
より、この翼形は正キャンバ翼形に不可避な振動やピッ
チ角変角機構の荷重の増大の原因となる頭下縦揺モーメ
ントの低減を図っている。図１２は特公昭６１−３３７
６０号公報に開示された翼形（ＳＣ１０９５−Ｒ８，Ｓ
Ｃ１０９５）の断面形状を示している。図中（ａ）は翼
形ＳＣ１０９５を示し、（ｂ）は翼形ＳＣ１０９５−Ｒ
８を示している。これらの翼形は、図中に示すように、
後縁タブのはね上げを付加することにより前記頭下縦揺
モーメントの低減を図っている。さらに近来の回転翼航
空機の高性能化に伴い、より高い性能の翼形が特開昭５
６−９５７９９号公報によって提案されている。この特
開昭５６−９５７９９号公報によって開示された翼形Ｖ
Ｒ−１２，ＶＲ−１３，ＶＲ−１４，ＶＲ−１５の０．
４マッハにおける最大揚力係数Ｃｌ ｍａｘと零揚力抵
抗発散マッハ数Ｍｄｄとを前記図１０に示す。図１０に
示すように、これらの翼形のＣｌ ｍａｘとＭｄｄは共
に大きな値を有し、これらの翼形が高い性能を有してい
るということができる。
【０００３】図１３は、特開昭５６−９５７９９号公報
によって開示された翼形群の断面形状を示している。図
中（ａ）は翼形ＶＲ−１２、（ｂ）は翼形ＶＲ−１３、
（ｃ）は翼形ＶＲ−１４、（ｄ）は翼形ＶＲ−１５の断
面形状をそれぞれ示している。図１３に示すように、こ
れらの翼形は前記他の翼形と同様に、後縁付近にはね上
げを付加して正キャンバによる頭下縦揺モーメント低減
を図っている。
によって開示された翼形群の断面形状を示している。図
中（ａ）は翼形ＶＲ−１２、（ｂ）は翼形ＶＲ−１３、
（ｃ）は翼形ＶＲ−１４、（ｄ）は翼形ＶＲ−１５の断
面形状をそれぞれ示している。図１３に示すように、こ
れらの翼形は前記他の翼形と同様に、後縁付近にはね上
げを付加して正キャンバによる頭下縦揺モーメント低減
を図っている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】一般に対称翼形は縦揺
モーメントが実質的に０であり、また零揚力抵抗発散マ
ッハ数の上でも有利だが、最大揚力係数が低いという欠
点がある。これに対し、上記した従来の正キャンバ翼形
の多くは、翼の前縁から後縁に至る翼のほぼ全域に正キ
ャンバを付加することによって最大揚力係数の増加をは
かっている。しかし、これらの正キャンバ翼形は過大な
頭下縦揺モーメントを緩和するために、翼の後縁にはね
上げを設けるている。前記翼の後縁のはね上げは、一層
の頭下縦揺モーメント低減をはかるべくさらにはね上げ
の角度を大きくすると、はね上げ部の下面気流剥離等、
翼の性能の悪化につながる。そのため、縦揺モーメント
の許容値が小さい場合に、キャンバを小さくするなど翼
の形状の大幅な設計変更が必要になる。そこで本発明の
目的は、大きな揚力係数を有し、かつ、縦揺モーメント
が小さく、さらに種々の揚力係数および縦揺モーメント
の設計条件に容易に対応することができる回転翼航空機
の回転翼羽根を提供することにある。
モーメントが実質的に０であり、また零揚力抵抗発散マ
ッハ数の上でも有利だが、最大揚力係数が低いという欠
点がある。これに対し、上記した従来の正キャンバ翼形
の多くは、翼の前縁から後縁に至る翼のほぼ全域に正キ
ャンバを付加することによって最大揚力係数の増加をは
かっている。しかし、これらの正キャンバ翼形は過大な
頭下縦揺モーメントを緩和するために、翼の後縁にはね
上げを設けるている。前記翼の後縁のはね上げは、一層
の頭下縦揺モーメント低減をはかるべくさらにはね上げ
の角度を大きくすると、はね上げ部の下面気流剥離等、
翼の性能の悪化につながる。そのため、縦揺モーメント
の許容値が小さい場合に、キャンバを小さくするなど翼
の形状の大幅な設計変更が必要になる。そこで本発明の
目的は、大きな揚力係数を有し、かつ、縦揺モーメント
が小さく、さらに種々の揚力係数および縦揺モーメント
の設計条件に容易に対応することができる回転翼航空機
の回転翼羽根を提供することにある。
【０００５】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に本発明の回転翼航空機の回転翼羽根は、回転翼航空機
の回転翼羽根の断面形状において、翼の前縁より約３０
％弦長の点までの翼形の中心線を正キャンバを有する曲
線形状（以下この部分を本明細書において非対称翼領域
という）とし、それ以降から約９０％弦長の点までの翼
形の中心線をほぼ直線としたもの（以下この部分を本明
細書において対称翼領域という）であって、詳細には、
基礎翼厚を約１０％弦長としたときに本願請求項１に記
載した座標系によって規定される翼断面形状を有するも
のとした。
に本発明の回転翼航空機の回転翼羽根は、回転翼航空機
の回転翼羽根の断面形状において、翼の前縁より約３０
％弦長の点までの翼形の中心線を正キャンバを有する曲
線形状（以下この部分を本明細書において非対称翼領域
という）とし、それ以降から約９０％弦長の点までの翼
形の中心線をほぼ直線としたもの（以下この部分を本明
細書において対称翼領域という）であって、詳細には、
基礎翼厚を約１０％弦長としたときに本願請求項１に記
載した座標系によって規定される翼断面形状を有するも
のとした。
【０００６】
【作用】本発明の回転翼航空機の回転翼羽根は、翼の前
縁より約３０％弦長の点までを正キャンバを有する非対
称翼領域の形状とし、それ以降から約９０％弦長の点ま
でを対称翼の形状を有する領域としているので、正キャ
ンバを有する前縁より約３０％弦長の点までの前記非対
称翼領域が前縁上面の負圧ピークを緩和し、有効に揚力
を発生させる。一方、翼の中央部から後縁近傍までの対
称翼形状の領域は正キャンバ翼形に比べ発生する揚力が
小さいので、この部分の揚力によって作用する頭下縦揺
モーメントも小さい。このことにより、本発明によれ
ば、最大揚力係数と抵抗発散マッハ数とを高い値に維持
しつつ、縦揺モーメントが小さい翼形を得ることができ
る。
縁より約３０％弦長の点までを正キャンバを有する非対
称翼領域の形状とし、それ以降から約９０％弦長の点ま
でを対称翼の形状を有する領域としているので、正キャ
ンバを有する前縁より約３０％弦長の点までの前記非対
称翼領域が前縁上面の負圧ピークを緩和し、有効に揚力
を発生させる。一方、翼の中央部から後縁近傍までの対
称翼形状の領域は正キャンバ翼形に比べ発生する揚力が
小さいので、この部分の揚力によって作用する頭下縦揺
モーメントも小さい。このことにより、本発明によれ
ば、最大揚力係数と抵抗発散マッハ数とを高い値に維持
しつつ、縦揺モーメントが小さい翼形を得ることができ
る。
【０００７】
【実施例】以下本発明の実施例について添付の図面を参
照して説明する。本発明の要部は回転翼航空機の回転翼
羽根の断面形状にあるが、回転翼羽根の断面形状の説明
に先立って、まず回転翼航空機の回転翼羽根の翼形に要
求される性能の一般について説明する。
照して説明する。本発明の要部は回転翼航空機の回転翼
羽根の断面形状にあるが、回転翼羽根の断面形状の説明
に先立って、まず回転翼航空機の回転翼羽根の翼形に要
求される性能の一般について説明する。
【０００８】図７は飛行中の回転翼航空機の回転翼羽根
の先端部及び中央部に実際に作用する気流の迎角とマッ
ハ数との関係を示している。図中矢印Ｐは回転翼航空機
の進行方向を示しており、矢印Ｒは回転翼羽根の回転方
向を示している。曲線Ａは回転翼羽根の先端部のａ，ａ
´の大気に対する迎角とマッハ数との関係を経時的に示
している。曲線Ｂは回転翼羽根の中央部ｂ，ｂ´の大気
に対する迎角とマッハ数との関係を経時的に示してい
る。回転翼羽根が方向Ｒに回転することと、回転翼の回
転面が回転翼航空機の飛行方向に傾斜していることによ
り、翼が回転翼航空機の飛行方向Ｐに向って移動してい
るときは、対気速度は大きく、迎角が小さい。逆に翼が
回転翼航空機の飛行方向Ｐと反対の方向に向って移動し
ているときは、対気速度は小さく、迎角が大きい。すな
わち、同一の翼形が曲線Ａ，Ｂに沿って変化する気流条
件の下で作用しなければならない。すなわち、対気速度
が大きく、迎角が小さいときは、翼は高い抵抗発散マッ
ハ数を有することが必要であり、逆に対気速度が小さ
く、迎角が大きい時は高い揚力係数を有することが必要
である。また、図中に示すように、回転翼羽根の先端部
ａ，ａ´は羽根の中央部ｂ，ｂ´と比較して、迎角が小
さく、対気速度が大きい。回転翼航空機の回転翼羽根は
上記の種々の気流条件に対して大きい揚力と高い抵抗発
散マッハ数とを有しているのが好ましい。
の先端部及び中央部に実際に作用する気流の迎角とマッ
ハ数との関係を示している。図中矢印Ｐは回転翼航空機
の進行方向を示しており、矢印Ｒは回転翼羽根の回転方
向を示している。曲線Ａは回転翼羽根の先端部のａ，ａ
´の大気に対する迎角とマッハ数との関係を経時的に示
している。曲線Ｂは回転翼羽根の中央部ｂ，ｂ´の大気
に対する迎角とマッハ数との関係を経時的に示してい
る。回転翼羽根が方向Ｒに回転することと、回転翼の回
転面が回転翼航空機の飛行方向に傾斜していることによ
り、翼が回転翼航空機の飛行方向Ｐに向って移動してい
るときは、対気速度は大きく、迎角が小さい。逆に翼が
回転翼航空機の飛行方向Ｐと反対の方向に向って移動し
ているときは、対気速度は小さく、迎角が大きい。すな
わち、同一の翼形が曲線Ａ，Ｂに沿って変化する気流条
件の下で作用しなければならない。すなわち、対気速度
が大きく、迎角が小さいときは、翼は高い抵抗発散マッ
ハ数を有することが必要であり、逆に対気速度が小さ
く、迎角が大きい時は高い揚力係数を有することが必要
である。また、図中に示すように、回転翼羽根の先端部
ａ，ａ´は羽根の中央部ｂ，ｂ´と比較して、迎角が小
さく、対気速度が大きい。回転翼航空機の回転翼羽根は
上記の種々の気流条件に対して大きい揚力と高い抵抗発
散マッハ数とを有しているのが好ましい。
【０００９】上記抵抗発散マッハ数とは、図８に示すよ
うに、翼に対する気流の速度が所定のマッハ数を越えた
時点で翼の抵抗係数が急激に上昇する場合の前記所定マ
ッハ数をいう。厳密には図８に示す点Ｃのように、抵抗
係数Ｃｄとマッハ数Ｍとの関係を表す曲線の傾き（ｄＣ
ｄ／ｄＭ）が０．１となる点のマッハ数をいう。
うに、翼に対する気流の速度が所定のマッハ数を越えた
時点で翼の抵抗係数が急激に上昇する場合の前記所定マ
ッハ数をいう。厳密には図８に示す点Ｃのように、抵抗
係数Ｃｄとマッハ数Ｍとの関係を表す曲線の傾き（ｄＣ
ｄ／ｄＭ）が０．１となる点のマッハ数をいう。
【００１０】以下に本発明の翼形の実施例を図面を参照
して説明する。図１は本発明の第一の実施例の翼形Ｕ８
９６Ｈ−１０の断面形状を示している。この翼形Ｕ８９
６Ｈ−１０は、図中に示すように、翼の先端から３０％
弦長の点までの翼断面形状は正キャンバを有する非対称
翼領域Ｉであり、３０％弦長から９０％弦長以降の点ま
では翼形の中心線Ｌ０（翼上面と翼下円の中心点を結ん
だ線）がほぼ直線状になり、実質的な対称翼領域ＩＩを
形成している。上記翼形Ｕ８９６Ｈ−１０の翼前縁より
１００％弦長の点までの翼断面形状は、基礎翼厚を１０
％弦長として、下記の表１によって規定されている。こ
こで、図１に示すように、ＸＵ、ＸＬは翼の前縁から距
離、Ｃは翼弦長、ＹＵは翼の上面の翼弦Ｍからの垂直距
離、ＹＬは翼の下面の翼弦Ｍからの垂直距離である。
して説明する。図１は本発明の第一の実施例の翼形Ｕ８
９６Ｈ−１０の断面形状を示している。この翼形Ｕ８９
６Ｈ−１０は、図中に示すように、翼の先端から３０％
弦長の点までの翼断面形状は正キャンバを有する非対称
翼領域Ｉであり、３０％弦長から９０％弦長以降の点ま
では翼形の中心線Ｌ０（翼上面と翼下円の中心点を結ん
だ線）がほぼ直線状になり、実質的な対称翼領域ＩＩを
形成している。上記翼形Ｕ８９６Ｈ−１０の翼前縁より
１００％弦長の点までの翼断面形状は、基礎翼厚を１０
％弦長として、下記の表１によって規定されている。こ
こで、図１に示すように、ＸＵ、ＸＬは翼の前縁から距
離、Ｃは翼弦長、ＹＵは翼の上面の翼弦Ｍからの垂直距
離、ＹＬは翼の下面の翼弦Ｍからの垂直距離である。
【００１１】図２は本発明の第二の実施例の翼形Ｕ８９
６Ｈ−１０ＵＲの断面形状を示している。翼形Ｕ８９６
Ｈ−１０ＵＲは、翼の前縁から９５％弦長の点に至るま
では上記翼形Ｕ８９６Ｈ−１０と同一形状を有してい
る。しかし翼形Ｕ８９６Ｈ−１０ＵＲは、翼の後縁が
０．３２１％（対翼弦長Ｃ）はね上げられている。この
はね上げによって、翼形Ｕ８９６Ｈ−１０ＵＲの縦揺モ
ーメント（於０．６マッハ、零揚力）を実質的に０にし
ている。上記翼形Ｕ８９６Ｈ−１０ＵＲの翼断面形状
は、基礎翼厚を１０％弦長として下記の表２によって規
定されている。
６Ｈ−１０ＵＲの断面形状を示している。翼形Ｕ８９６
Ｈ−１０ＵＲは、翼の前縁から９５％弦長の点に至るま
では上記翼形Ｕ８９６Ｈ−１０と同一形状を有してい
る。しかし翼形Ｕ８９６Ｈ−１０ＵＲは、翼の後縁が
０．３２１％（対翼弦長Ｃ）はね上げられている。この
はね上げによって、翼形Ｕ８９６Ｈ−１０ＵＲの縦揺モ
ーメント（於０．６マッハ、零揚力）を実質的に０にし
ている。上記翼形Ｕ８９６Ｈ−１０ＵＲの翼断面形状
は、基礎翼厚を１０％弦長として下記の表２によって規
定されている。
【００１２】図３は本発明の第三の実施例の翼形Ｕ８９
６Ｈ−０８の断面形状を示している。この翼形Ｕ８９６
Ｈ−０８は上記表１に示す翼形Ｕ８９６Ｈ−１０の
ＹＵ、ＹＬに係数０．８を乗じた断面形状を有してい
る。
６Ｈ−０８の断面形状を示している。この翼形Ｕ８９６
Ｈ−０８は上記表１に示す翼形Ｕ８９６Ｈ−１０の
ＹＵ、ＹＬに係数０．８を乗じた断面形状を有してい
る。
【００１３】図４と図５は本発明の第四および第五の実
施例、翼形Ｕ８９６Ｈ−０９と翼形Ｕ８９６Ｈ−１２は
上記表１に示す翼形Ｕ８９６Ｈ−１０のＹＵ、ＹＬにそ
れぞれ係数０．９と１．２とを乗じた断面形状を有して
いる。
施例、翼形Ｕ８９６Ｈ−０９と翼形Ｕ８９６Ｈ−１２は
上記表１に示す翼形Ｕ８９６Ｈ−１０のＹＵ、ＹＬにそ
れぞれ係数０．９と１．２とを乗じた断面形状を有して
いる。
【００１４】本発明の翼形Ｕ８９６Ｈ−１０，Ｕ８９６
Ｈ−１０ＵＲ，Ｕ８９６Ｈ−０８，Ｕ８９６Ｈ−０９，
Ｕ８９６Ｈ−１２によれば、翼前縁から３０％弦長の点
までの翼形断面が正キャンバを有しているので、翼の前
縁上面の負圧ピークが緩和され、最大揚力係数が有効に
増大される。また、前縁付近に正キャンバを有している
ので、翼の前縁に付近において揚力を発生する。一方、
３０％弦長の点から９０％弦長以降の点までの領域ＩＩ
は、実質的に対称翼の形状を有しており、正キャンバ翼
形に比べこの領域の発生する揚力が小さいので、その揚
力によって作用するモーメントが小さく、高揚力の翼形
に不可避であった頭下縦揺モーメントの増大を防止する
ことができる。
Ｈ−１０ＵＲ，Ｕ８９６Ｈ−０８，Ｕ８９６Ｈ−０９，
Ｕ８９６Ｈ−１２によれば、翼前縁から３０％弦長の点
までの翼形断面が正キャンバを有しているので、翼の前
縁上面の負圧ピークが緩和され、最大揚力係数が有効に
増大される。また、前縁付近に正キャンバを有している
ので、翼の前縁に付近において揚力を発生する。一方、
３０％弦長の点から９０％弦長以降の点までの領域ＩＩ
は、実質的に対称翼の形状を有しており、正キャンバ翼
形に比べこの領域の発生する揚力が小さいので、その揚
力によって作用するモーメントが小さく、高揚力の翼形
に不可避であった頭下縦揺モーメントの増大を防止する
ことができる。
【００１５】本発明の翼形Ｕ８９６Ｈ−１０，Ｕ８９６
Ｈ−１０ＵＲ，Ｕ８９６Ｈ−０８，Ｕ８９６Ｈ−０９，
Ｕ８９６Ｈ−１２は、図６に示すように、縦軸に０．４
マッハにおける最大揚力係数（Ｃl max ）をとり、横軸
に零揚力における抵抗発散マッハ数（Ｍdd）をとった翼
形性能比較図において、点（Ｍdd＝０．８０，Ｃl max
＝１．５）と点（Ｍdd＝０．９０，Ｃl max ＝０．８）
とを結ぶ直線より上方にあり、点（Ｍdd＝０．８０，Ｃ
l max ＝１．７）と点（Ｍdd＝０．９０，Ｃl max ＝
１．０）とを結ぶ直線より下方にそれぞれ位置すること
が確認された。図６には、前記従来の翼形であるＮＡＣ
Ａ ２３０１２，ＳＣ１０９５−Ｒ８，ＶＲ−１２等を
併記した。これらの従来の翼形に比較して、本発明によ
る翼形Ｕ８９６Ｈ−１０等は最大揚力係数Ｃl max と抵
抗発散マッハ数Ｍddが共に同等若しくは高い値を示すこ
とが明らかである。
Ｈ−１０ＵＲ，Ｕ８９６Ｈ−０８，Ｕ８９６Ｈ−０９，
Ｕ８９６Ｈ−１２は、図６に示すように、縦軸に０．４
マッハにおける最大揚力係数（Ｃl max ）をとり、横軸
に零揚力における抵抗発散マッハ数（Ｍdd）をとった翼
形性能比較図において、点（Ｍdd＝０．８０，Ｃl max
＝１．５）と点（Ｍdd＝０．９０，Ｃl max ＝０．８）
とを結ぶ直線より上方にあり、点（Ｍdd＝０．８０，Ｃ
l max ＝１．７）と点（Ｍdd＝０．９０，Ｃl max ＝
１．０）とを結ぶ直線より下方にそれぞれ位置すること
が確認された。図６には、前記従来の翼形であるＮＡＣ
Ａ ２３０１２，ＳＣ１０９５−Ｒ８，ＶＲ−１２等を
併記した。これらの従来の翼形に比較して、本発明によ
る翼形Ｕ８９６Ｈ−１０等は最大揚力係数Ｃl max と抵
抗発散マッハ数Ｍddが共に同等若しくは高い値を示すこ
とが明らかである。
【００１６】本発明の翼形Ｕ８９６Ｈ−１０，Ｕ８９６
Ｈ−０８，Ｕ８９６Ｈ−０９，Ｕ８９６Ｈ−１２はそれ
ぞれ、例えば翼形Ｕ８９６−１０ＵＲのように、後縁付
近に微小なはね上げを付加することによって（Ｕ８９６
Ｈ−１０ＵＲでは約０．３％弦長）、実質的に縦揺モー
メントが０の翼形、さらに頭上モーメントを発生する翼
形をも容易に得ることができる。逆に、ある程度の頭下
モーメントを許容するとすれば、翼の後縁付近を若干下
げることにより一層の大きい最大揚力係数を有する翼形
を得ることができる。上記翼形Ｕ８９６Ｈ−０８，Ｕ８
９６Ｈ−０９，Ｕ８９６Ｈ−１２は、翼形Ｕ８９６Ｈ−
１０の翼面のＹ座標にそれぞれ係数０．８，０．９，
１．２を乗ずることにより得られるが、前記係数は上記
の３つの値に限られることなく、０．５ないし１．５の
任意な値、さらに翼形Ｕ８９６Ｈ−１０ＵＲを用いても
同様な性能の翼を得ることができる。したがって、本願
の回転翼羽根の発明の範囲は、翼前縁から約３０％弦長
の点までの翼形の中心線が上記翼形Ｕ８９６Ｈ−０８，
Ｕ８９６Ｈ−０９，Ｕ８９６Ｈ−１２に共通の曲線であ
り、翼前縁から約３０％弦長の点から約９０％弦長の点
までの翼形の中心線が直線であるすべての翼形を含み、
翼断面形状は基礎翼厚を約１０％弦長とした場合に本願
請求項１の座標系のように規定されるものである。翼厚
については、必要に応じて基礎翼厚を概略５％ないし１
５％の範囲で変更しうる。基礎翼厚をたとえば９％弦長
とするということは、１０％弦長の翼形状のＹ座標に
０．９を乗じることである。なお、翼前縁から約９０％
弦長の点から翼後端縁までの部分は、対称翼形状、ある
いは必要に応じてはね上げを設けることができる。
Ｈ−０８，Ｕ８９６Ｈ−０９，Ｕ８９６Ｈ−１２はそれ
ぞれ、例えば翼形Ｕ８９６−１０ＵＲのように、後縁付
近に微小なはね上げを付加することによって（Ｕ８９６
Ｈ−１０ＵＲでは約０．３％弦長）、実質的に縦揺モー
メントが０の翼形、さらに頭上モーメントを発生する翼
形をも容易に得ることができる。逆に、ある程度の頭下
モーメントを許容するとすれば、翼の後縁付近を若干下
げることにより一層の大きい最大揚力係数を有する翼形
を得ることができる。上記翼形Ｕ８９６Ｈ−０８，Ｕ８
９６Ｈ−０９，Ｕ８９６Ｈ−１２は、翼形Ｕ８９６Ｈ−
１０の翼面のＹ座標にそれぞれ係数０．８，０．９，
１．２を乗ずることにより得られるが、前記係数は上記
の３つの値に限られることなく、０．５ないし１．５の
任意な値、さらに翼形Ｕ８９６Ｈ−１０ＵＲを用いても
同様な性能の翼を得ることができる。したがって、本願
の回転翼羽根の発明の範囲は、翼前縁から約３０％弦長
の点までの翼形の中心線が上記翼形Ｕ８９６Ｈ−０８，
Ｕ８９６Ｈ−０９，Ｕ８９６Ｈ−１２に共通の曲線であ
り、翼前縁から約３０％弦長の点から約９０％弦長の点
までの翼形の中心線が直線であるすべての翼形を含み、
翼断面形状は基礎翼厚を約１０％弦長とした場合に本願
請求項１の座標系のように規定されるものである。翼厚
については、必要に応じて基礎翼厚を概略５％ないし１
５％の範囲で変更しうる。基礎翼厚をたとえば９％弦長
とするということは、１０％弦長の翼形状のＹ座標に
０．９を乗じることである。なお、翼前縁から約９０％
弦長の点から翼後端縁までの部分は、対称翼形状、ある
いは必要に応じてはね上げを設けることができる。
【００１７】
【発明の効果】上記の説明から明らかなように、本発明
による翼形Ｕ８９６Ｈ−１０は後縁のはね上げや、後縁
タブのはね上げを設けることなく、縦揺モーメントを低
い値に維持しつつ、従来技術の欄において言及した高性
能翼形群ＶＲ−１２ないしＶＲ−１５と同等もしくはそ
れ以上の性能を実現することができる。また翼形Ｕ８９
６Ｈ−１０は後縁付近が対称翼の形状を有しているの
で、翼の後縁部に微小なはね上げを付加することによっ
て縦揺モーメントを実質的に０にする、若しくは頭上モ
ーメントを発生する翼形をも容易に得ることができる。
一方、頭下モーメントを許容するとすれば、翼の後縁部
を若干下げることにより最大揚力係数の一層の増大も可
能である。このことから明らかなように、本発明の翼形
は僅かな形状の変更により、幅広い性能の要求に対応す
ることができ、翼形の後縁付近の微小な上げ、下げ及び
Ｙ座標に係数を乗じ翼厚を調整することにより実機の回
転翼羽根の各半径方向位置に最適な性能、特性を有する
翼形群が得られる。
による翼形Ｕ８９６Ｈ−１０は後縁のはね上げや、後縁
タブのはね上げを設けることなく、縦揺モーメントを低
い値に維持しつつ、従来技術の欄において言及した高性
能翼形群ＶＲ−１２ないしＶＲ−１５と同等もしくはそ
れ以上の性能を実現することができる。また翼形Ｕ８９
６Ｈ−１０は後縁付近が対称翼の形状を有しているの
で、翼の後縁部に微小なはね上げを付加することによっ
て縦揺モーメントを実質的に０にする、若しくは頭上モ
ーメントを発生する翼形をも容易に得ることができる。
一方、頭下モーメントを許容するとすれば、翼の後縁部
を若干下げることにより最大揚力係数の一層の増大も可
能である。このことから明らかなように、本発明の翼形
は僅かな形状の変更により、幅広い性能の要求に対応す
ることができ、翼形の後縁付近の微小な上げ、下げ及び
Ｙ座標に係数を乗じ翼厚を調整することにより実機の回
転翼羽根の各半径方向位置に最適な性能、特性を有する
翼形群が得られる。
【図１】本発明の第一の実施例による翼形の断面形状を
示したグラフ。
示したグラフ。
【図２】本発明の第二の実施例による翼形の断面形状を
示したグラフ。
示したグラフ。
【図３】本発明の第三の実施例による翼形の断面形状を
示したグラフ。
示したグラフ。
【図４】本発明の第四の実施例による翼形の断面形状を
示したグラフ。
示したグラフ。
【図５】本発明の第五の実施例による翼形の断面形状を
示したグラフ。
示したグラフ。
【図６】本発明による翼形の性能を示した翼形性能比較
図。
図。
【図７】回転翼航空機の回転翼航空機の気流に対する迎
角とマッハ数との関係を示したグラフ。
角とマッハ数との関係を示したグラフ。
【図８】抵抗発散マッハ数を定義したグラフ。
【図９】キャンバの形状によって翼形を分類した翼形断
面図。
面図。
【図１０】従来の翼形の性能を示した翼形性能比較図。
【図１１】従来の翼形の断面形状を示したグラフ。
【図１２】従来の他の翼形の断面形状を示したグラフ。
【図１３】従来のさらに他の翼形の断面形状を示したグ
ラフ。
ラフ。
Ｉ 非対称領域 II 対称領域 Ｃ 翼弦長 Ｍ 翼弦 ＸＵ 翼の前縁からの距離 ＸＬ 翼の前縁からの距離 ＹＵ 翼の上面の翼弦からの垂直距離 ＹＬ 翼の下面の翼弦からの垂直距離
Claims (1)
- 【請求項１】正キャンバの曲線部分と直線部分とからな
る翼形の中心線を有する回転翼航空機の回転翼羽根の断
面形状において、 翼前縁から約３０％弦長の点までの翼形の中心線を曲線
とし、前記翼前縁から約３０％弦長の点から約９０％弦
長の点までの翼形の中心線を直線とし、基礎翼厚を約１
０％弦長とした場合に下記の座標系の表によって規定さ
れる翼断面形状を有していることを特徴とする回転翼航
空機の回転翼羽根。 ここで、上記座標系は翼前縁を原点、翼弦方向をＸ軸、
翼弦に垂直の方向をＹ軸とし、「ＸＵ」は翼上面の所定
点のＸ座標、「ＸＬ」は翼下面の所定点のＸ座標、「Ｙ
Ｕ」は翼上面の所定点のＹ座標、「ＹＬ」は翼下面の所
定点のＹ座標、「Ｃ」は翼弦長とする。
Priority Applications (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3131428A JP2633413B2 (ja) | 1991-06-03 | 1991-06-03 | 回転翼航空機の回転翼羽根 |
| US07/889,800 US5344102A (en) | 1991-06-03 | 1992-05-29 | Rotary-wing blade of rotary-wing aircraft |
| EP92305015A EP0517467B1 (en) | 1991-06-03 | 1992-06-01 | Rotary-wing blade of rotary-wing aircraft |
| DE69202516T DE69202516T2 (de) | 1991-06-03 | 1992-06-01 | Rotorblatt eines Drehflügelflugzeuges. |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3131428A JP2633413B2 (ja) | 1991-06-03 | 1991-06-03 | 回転翼航空機の回転翼羽根 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04358995A JPH04358995A (ja) | 1992-12-11 |
| JP2633413B2 true JP2633413B2 (ja) | 1997-07-23 |
Family
ID=15057734
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3131428A Expired - Fee Related JP2633413B2 (ja) | 1991-06-03 | 1991-06-03 | 回転翼航空機の回転翼羽根 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5344102A (ja) |
| EP (1) | EP0517467B1 (ja) |
| JP (1) | JP2633413B2 (ja) |
| DE (1) | DE69202516T2 (ja) |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP3040611B2 (ja) * | 1992-09-17 | 2000-05-15 | 三菱重工業株式会社 | 低騒音ヘリコプタ |
| JP3544711B2 (ja) * | 1994-08-02 | 2004-07-21 | 富士重工業株式会社 | 回転翼航空機の回転翼羽根 |
| JP2728651B2 (ja) * | 1996-03-08 | 1998-03-18 | 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 |
| JP2955532B2 (ja) * | 1997-02-14 | 1999-10-04 | 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 |
| FR2765187B1 (fr) * | 1997-06-25 | 1999-08-27 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Profil de pale pour voilure tournante d'aeronef et pale pour voilure tournante presentant un tel profil |
| 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 |
| US6378802B1 (en) * | 1998-05-04 | 2002-04-30 | Manuel Munoz Saiz | Enhance aerodynamic profile |
| GB9828447D0 (en) * | 1998-12-24 | 1999-02-17 | Secr Defence Brit | Wing trailing edge |
| US6607164B2 (en) * | 2001-10-22 | 2003-08-19 | Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. | Wing airfoil |
| JP4237980B2 (ja) * | 2002-06-12 | 2009-03-11 | 本田技研工業株式会社 | 飛行機の主翼用層流翼型 |
| JP4237981B2 (ja) * | 2002-06-12 | 2009-03-11 | 本田技研工業株式会社 | 飛行機の主翼構造体 |
| US20040206852A1 (en) * | 2003-04-16 | 2004-10-21 | Saiz Manuel Munoz | Aerodynamic profile |
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| US8776527B1 (en) * | 2008-06-17 | 2014-07-15 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Techniques to reduce infrared detection of a gas turbine engine |
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| US9284050B2 (en) | 2011-12-09 | 2016-03-15 | Sikorsky Aircraft Corporation | Airfoil for rotor blade with reduced pitching moment |
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| EP3112258B1 (en) * | 2015-07-03 | 2017-09-13 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Airfoils for rotor blades of rotary wing aircrafts |
| US9868525B2 (en) * | 2015-09-25 | 2018-01-16 | The Boeing Company | Low speed airfoil design for aerodynamic improved performance of UAVs |
| FR3045565B1 (fr) * | 2015-12-21 | 2018-07-27 | Airbus Helicopters | Pale de rotor d'aeronef a geometrie adaptee pour l'ameloration acoustique lors d'un vol d'approche et l'amelioration des performances en vol d'avancement |
| FR3077803B1 (fr) * | 2018-02-15 | 2020-07-31 | Airbus Helicopters | Methode d'amelioration d'une pale afin d'augmenter son incidence negative de decrochage |
| JP6653942B2 (ja) * | 2018-06-25 | 2020-02-26 | 株式会社エアロネクスト | 飛行体 |
| CN109204777B (zh) * | 2018-10-31 | 2023-12-15 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种直升机翼型 |
| CN110386243B (zh) * | 2019-07-22 | 2024-04-16 | 北京耐威科技股份有限公司 | 一种高升阻比的低速无人机翼型 |
| FR3115012B1 (fr) * | 2020-10-13 | 2022-08-26 | Airbus Helicopters | Méthode d’amélioration du comportement aérodynamique de pales d’un giravion en vol stationnaire par un déplacement du bord d’attaque des profils aérodynamiques de ces pales |
| CN112977815B (zh) * | 2021-05-10 | 2021-08-27 | 北京三快在线科技有限公司 | 旋翼飞行器、旋翼飞行器的桨叶及其翼型 |
| RU2762464C1 (ru) * | 2021-05-14 | 2021-12-21 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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| CA1141738A (fr) * | 1979-08-10 | 1983-02-22 | Jacques Gallot | Profil de pale voilure tournante d'aeronef |
| FR2463054A1 (fr) * | 1979-08-10 | 1981-02-20 | Aerospatiale | Profil de pale pour voilure tournante d'aeronef |
| US4314795A (en) * | 1979-09-28 | 1982-02-09 | The Boeing Company | Advanced airfoils for helicopter rotor application |
| FR2490586A1 (fr) * | 1980-09-24 | 1982-03-26 | Aerospatiale | Profil de pale pour voilure tournante d'aeronef |
| FR2536365A1 (fr) * | 1982-11-18 | 1984-05-25 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Pale pour propulseur d'aeronef |
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| JPS6456960A (en) * | 1987-08-27 | 1989-03-03 | Daihatsu Motor Co Ltd | Control of fuel pump |
-
1991
- 1991-06-03 JP JP3131428A patent/JP2633413B2/ja not_active Expired - Fee Related
-
1992
- 1992-05-29 US US07/889,800 patent/US5344102A/en not_active Expired - Lifetime
- 1992-06-01 DE DE69202516T patent/DE69202516T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1992-06-01 EP EP92305015A patent/EP0517467B1/en not_active Expired - Lifetime
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