JP3472799B2 - ブレード用翼型 - Google Patents
ブレード用翼型Info
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- JP3472799B2 JP3472799B2 JP2000053827A JP2000053827A JP3472799B2 JP 3472799 B2 JP3472799 B2 JP 3472799B2 JP 2000053827 A JP2000053827 A JP 2000053827A JP 2000053827 A JP2000053827 A JP 2000053827A JP 3472799 B2 JP3472799 B2 JP 3472799B2
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ヘリコプタの上方
に設けられ、ヘリコプタを空中に浮揚させる揚力Ｌを発
生させるとともに、前進飛行に必要な推進力を発生させ
るロータブレードに適用されるブレード用翼型に関す
る。なお、本発明のブレード用翼型は、航空機のプロペ
ラ用のブレード用翼型等としても適用できるものであ
る。
に設けられ、ヘリコプタを空中に浮揚させる揚力Ｌを発
生させるとともに、前進飛行に必要な推進力を発生させ
るロータブレードに適用されるブレード用翼型に関す
る。なお、本発明のブレード用翼型は、航空機のプロペ
ラ用のブレード用翼型等としても適用できるものであ
る。
【０００２】
【従来の技術】従来のヘリコプタのロータブレード等に
使用されるブレード用翼型（以下単に翼型という）とし
ては、米国航空評議委員会（National Advisory Commit
tee for Aeronautics：ＮＡＣＡ）により開発され、数
３で算出される形状の翼型にされた、図５に示すＮＡＣ
Ａ００ＸＸ系、又は表３に示す翼型座標にされた翼型Ｎ
ＡＣＡ２３０１２等のＮＡＣＡ２３０ＸＸ系統の翼型が
用いられている。なお、これらの翼型０１の系統を示す
符号のうち最後の２桁ＸＸは、当該翼型０１の翼弦長ｃ
に対する翼型０１の最大翼厚との比である翼厚比ｔの％
を示している。
使用されるブレード用翼型（以下単に翼型という）とし
ては、米国航空評議委員会（National Advisory Commit
tee for Aeronautics：ＮＡＣＡ）により開発され、数
３で算出される形状の翼型にされた、図５に示すＮＡＣ
Ａ００ＸＸ系、又は表３に示す翼型座標にされた翼型Ｎ
ＡＣＡ２３０１２等のＮＡＣＡ２３０ＸＸ系統の翼型が
用いられている。なお、これらの翼型０１の系統を示す
符号のうち最後の２桁ＸＸは、当該翼型０１の翼弦長ｃ
に対する翼型０１の最大翼厚との比である翼厚比ｔの％
を示している。
【０００３】
【数３】
【０００４】
【表３】
【０００５】但し、ｙは翼厚方向座標、ｘは翼弦方向座
標、ｃは翼弦長、ｔは翼型の最大翼厚と翼弦長ｃとの比
である、翼厚比（％）をそれぞれ示す。また、翼厚比ｔ
の分母０．２は、ただの係数であり、特に意味を持つも
のではない。
標、ｃは翼弦長、ｔは翼型の最大翼厚と翼弦長ｃとの比
である、翼厚比（％）をそれぞれ示す。また、翼厚比ｔ
の分母０．２は、ただの係数であり、特に意味を持つも
のではない。
【０００６】これらの翼型０１のうち、ＮＡＣＡ００Ｘ
Ｘ系の翼型は、図５に示されるように、数３の式で算出
される翼型０１の上面０２と下面０３側の形状は、翼弦
線ＣＬに対して対称に配置された対称翼型０１になる。
また、これらの翼型０１のうち、ＮＡＣＡ２３０ＸＸ系
の翼型０１は、表３に示すＮＡＣＡ２３０１２の翼型座
標から明らかなように、翼弦線ＣＬから翼型の上面０２
側にわずかに突出する小さなキャンバを設けたキャンバ
付きの翼型のものにされている。
Ｘ系の翼型は、図５に示されるように、数３の式で算出
される翼型０１の上面０２と下面０３側の形状は、翼弦
線ＣＬに対して対称に配置された対称翼型０１になる。
また、これらの翼型０１のうち、ＮＡＣＡ２３０ＸＸ系
の翼型０１は、表３に示すＮＡＣＡ２３０１２の翼型座
標から明らかなように、翼弦線ＣＬから翼型の上面０２
側にわずかに突出する小さなキャンバを設けたキャンバ
付きの翼型のものにされている。
【０００７】このため、図６に示すように、翼型０１の
前縁０４から翼弦長の１／４の点である、いわゆる、翼
型０１の空力中心ＣＰ回りの回転力の大きさを示すピッ
チングモーメント係数Ｃm は、表４に示す従来の翼型デ
ータで示されるように、ＮＡＣＡ００ＸＸ系の翼型、Ｎ
ＡＣＡ２３０ＸＸ系の翼型の双方とも、略０に近い非常
に小さいものとなる。
前縁０４から翼弦長の１／４の点である、いわゆる、翼
型０１の空力中心ＣＰ回りの回転力の大きさを示すピッ
チングモーメント係数Ｃm は、表４に示す従来の翼型デ
ータで示されるように、ＮＡＣＡ００ＸＸ系の翼型、Ｎ
ＡＣＡ２３０ＸＸ系の翼型の双方とも、略０に近い非常
に小さいものとなる。
【０００８】
【表４】
【０００９】従って、このような翼型０１にされたヘリ
コプタ０７のブレード０６においては、前進飛行中のヘ
リコプタ０７に固有の、後述するブレード０６の迎角α
（ピッチ角）の制御を頻繁に行うピッチ角制御装置にか
かる構造的荷重を小さくすることができる利点がある。
コプタ０７のブレード０６においては、前進飛行中のヘ
リコプタ０７に固有の、後述するブレード０６の迎角α
（ピッチ角）の制御を頻繁に行うピッチ角制御装置にか
かる構造的荷重を小さくすることができる利点がある。
【００１０】このために、その後、各ヘリコプタメーカ
から提案されている翼型、例えば、後述する図４に示
す、より先進翼型であるＶＲ系、又は第２世代型の翼型
であるＯＡ系又はＳＣ系等の翼型は、これらＮＡＣＡの
開発した翼型０１を基に開発されたものと同様に、ピッ
チングモーメント係数Ｃm の小さい翼型にされて、使用
されているのが現状である。
から提案されている翼型、例えば、後述する図４に示
す、より先進翼型であるＶＲ系、又は第２世代型の翼型
であるＯＡ系又はＳＣ系等の翼型は、これらＮＡＣＡの
開発した翼型０１を基に開発されたものと同様に、ピッ
チングモーメント係数Ｃm の小さい翼型にされて、使用
されているのが現状である。
【００１１】すなわち、ブレード０６用として使用され
る殆んどの翼型０１は、ピッチングモーメントＭを小さ
くするため、比較的、対称翼型に近い形状にされるのが
通例となっている。
る殆んどの翼型０１は、ピッチングモーメントＭを小さ
くするため、比較的、対称翼型に近い形状にされるのが
通例となっている。
【００１２】一方、近年になって、ヘリコプタ０７は、
最大離陸重量の増加、いわゆる、ペイロードの増大化、
飛行速度の高速化等が進められ、性能向上を図ることが
緊急の課題となっている。
最大離陸重量の増加、いわゆる、ペイロードの増大化、
飛行速度の高速化等が進められ、性能向上を図ることが
緊急の課題となっている。
【００１３】次に、このようなヘリコプタ０７のロータ
ブレードとして使用されているブレード０６の作動およ
び制御について説明する。図７は、このようなヘリコプ
タ０７の前進飛行時のブレード０６の作動環境を示す平
面図である。
ブレードとして使用されているブレード０６の作動およ
び制御について説明する。図７は、このようなヘリコプ
タ０７の前進飛行時のブレード０６の作動環境を示す平
面図である。
【００１４】図に示すように、ブレード０６は、通常平
面視において反時計まわりに回転させるようにしてお
り、このため、ヘリコプタ０７進行方向右側を回転する
ブレード０６では、ブレード０６の回転速度Ｒの前進速
度成分に、飛行時のヘリコプタ０７の前進速度Ｆが加わ
るため、翼型０１は大きな対気速度Ｖにさらされること
になる。
面視において反時計まわりに回転させるようにしてお
り、このため、ヘリコプタ０７進行方向右側を回転する
ブレード０６では、ブレード０６の回転速度Ｒの前進速
度成分に、飛行時のヘリコプタ０７の前進速度Ｆが加わ
るため、翼型０１は大きな対気速度Ｖにさらされること
になる。
【００１５】逆に、進行方向左側を回転するブレード０
６は、ブレード０６回転速度Ｒの後進速度成分から前進
速度Ｆが減らされた速度が対気速度Ｖになるため、翼型
０１は遅い対気速度Ｖで移動することになる。
６は、ブレード０６回転速度Ｒの後進速度成分から前進
速度Ｆが減らされた速度が対気速度Ｖになるため、翼型
０１は遅い対気速度Ｖで移動することになる。
【００１６】従って、このような翼型０１において、左
右のブレード０６の迎角αを、例えば、同一にしておく
と、対気速度Ｖの大小に対応して発生する揚力Ｌの差異
に伴うアンバランスが生じ、ヘリコプタ０７の水平姿勢
保持が困難になる。
右のブレード０６の迎角αを、例えば、同一にしておく
と、対気速度Ｖの大小に対応して発生する揚力Ｌの差異
に伴うアンバランスが生じ、ヘリコプタ０７の水平姿勢
保持が困難になる。
【００１７】このような、揚力Ｌのアンバランスを打消
し、ヘリコプタ０７の水平姿勢を維持するためには、ヘ
リコプタ０７の進行方向右側で回転するブレード０６の
揚力Ｌを小さくするため、図７（ｂ）に示すように、右
側で回転するブレード０６では迎角αが小さくなり、し
かも、飛行方向と直交する位置を回転するブレード０６
では対気速度Ｖが最も大きくなるために、迎角αが最も
小さくなるように回転角に対応して迎角αを変える必要
がある。
し、ヘリコプタ０７の水平姿勢を維持するためには、ヘ
リコプタ０７の進行方向右側で回転するブレード０６の
揚力Ｌを小さくするため、図７（ｂ）に示すように、右
側で回転するブレード０６では迎角αが小さくなり、し
かも、飛行方向と直交する位置を回転するブレード０６
では対気速度Ｖが最も大きくなるために、迎角αが最も
小さくなるように回転角に対応して迎角αを変える必要
がある。
【００１８】さらに、左側で回転するブレード０６の揚
力Ｌを大きくするため、図７（ｃ）に示すように、ブレ
ード０６の迎角αを大きくし、しかも、飛行方向と直交
する位置を回転するブレード０６では対気速度Ｖが最も
小さくなるために、迎角αが最も大きくなるように、回
転角に対応して迎角αを変える必要がある。この様に、
ブレード０６の１回転中における、ブレード０６の迎角
αをブレード０６の回転位置に応じてサイクリックに変
化させる、ピッチ角制御が必須のものとなる。
力Ｌを大きくするため、図７（ｃ）に示すように、ブレ
ード０６の迎角αを大きくし、しかも、飛行方向と直交
する位置を回転するブレード０６では対気速度Ｖが最も
小さくなるために、迎角αが最も大きくなるように、回
転角に対応して迎角αを変える必要がある。この様に、
ブレード０６の１回転中における、ブレード０６の迎角
αをブレード０６の回転位置に応じてサイクリックに変
化させる、ピッチ角制御が必須のものとなる。
【００１９】したがって、ヘリコプタ０７のロータブレ
ードに採用されるブレード０６の翼型０１には、前述し
たように、ブレード０６のピッチ角制御装置にかかる構
造的荷重を小さくするために、ピッチングモーメントＭ
を小さくすることが重要になる。
ードに採用されるブレード０６の翼型０１には、前述し
たように、ブレード０６のピッチ角制御装置にかかる構
造的荷重を小さくするために、ピッチングモーメントＭ
を小さくすることが重要になる。
【００２０】また、近年ヘリコプタ０７に要求されてい
るペイロードの増大又は前進飛行性能向上のためには、
翼型０１には、次の性能の実現が要求されることにな
る。
るペイロードの増大又は前進飛行性能向上のためには、
翼型０１には、次の性能の実現が要求されることにな
る。
【００２１】（１）高速飛行時の急激な抵抗Ｄの増加を
おさえるための高抵抗発散マッハ数の実現。
おさえるための高抵抗発散マッハ数の実現。
【００２２】すなわち、大気中を移動する飛行体（翼型
０１）の対気速度Ｖが音速に近づくと、翼型０１の表面
では衝撃波が発生し、急激に抵抗Ｄが増大する。この抵
抗Ｄが急激に増大する対気速度Ｖと音速との比であるマ
ッハ数Ｍを抵抗発散マッハ数Ｍddといい、横軸にマッハ
数Ｍを、縦軸に抵抗Ｄを無次元化した抵抗係数Ｃd を取
った際、その曲線の傾きｄＣd ／ｄＭが、０．１となる
ときのマッハ数Ｍで定義される抵抗発散マッハ数Ｍddの
発生を、できるだけ大きなマッハ数Ｍで発生させるよう
にした、高抵抗発散マッハ数を実現することが、ヘリコ
プタ０７を高速で飛行させるときの前進飛行性能を向上
させるために要求されることになる。
０１）の対気速度Ｖが音速に近づくと、翼型０１の表面
では衝撃波が発生し、急激に抵抗Ｄが増大する。この抵
抗Ｄが急激に増大する対気速度Ｖと音速との比であるマ
ッハ数Ｍを抵抗発散マッハ数Ｍddといい、横軸にマッハ
数Ｍを、縦軸に抵抗Ｄを無次元化した抵抗係数Ｃd を取
った際、その曲線の傾きｄＣd ／ｄＭが、０．１となる
ときのマッハ数Ｍで定義される抵抗発散マッハ数Ｍddの
発生を、できるだけ大きなマッハ数Ｍで発生させるよう
にした、高抵抗発散マッハ数を実現することが、ヘリコ
プタ０７を高速で飛行させるときの前進飛行性能を向上
させるために要求されることになる。
【００２３】（２）対気速度Ｖが低減する、前述したヘ
リコプタ０７の左側を回転するブレード０６等のよう
に、対気速度Ｖが低減するにも拘わらず、大揚力を発生
させるための高揚力装置の実現。
リコプタ０７の左側を回転するブレード０６等のよう
に、対気速度Ｖが低減するにも拘わらず、大揚力を発生
させるための高揚力装置の実現。
【００２４】すなわち、ヘリコプタ０７の前進飛行時に
おける水平バランスを維持するために、前述したよう
に、ピッチ角制御装置により、対気速度Ｖが増大するヘ
リコプタ０７の右側を回転するブレード０６の迎角αに
比較して、対気速度Ｖが低減するヘリコプタ０７の左側
を回転するブレード０６の迎角αを大きくして、ヘリコ
プタ０７の左、右側のブレード０６に発生する揚力Ｌが
均等になるように制御しているが、ペイロードの増加又
は飛行速度の増加によっては、左側のブレード０６の迎
角αを、より大きな迎角αにしなければ水平飛行が維持
できなくなることが生じることがある。
おける水平バランスを維持するために、前述したよう
に、ピッチ角制御装置により、対気速度Ｖが増大するヘ
リコプタ０７の右側を回転するブレード０６の迎角αに
比較して、対気速度Ｖが低減するヘリコプタ０７の左側
を回転するブレード０６の迎角αを大きくして、ヘリコ
プタ０７の左、右側のブレード０６に発生する揚力Ｌが
均等になるように制御しているが、ペイロードの増加又
は飛行速度の増加によっては、左側のブレード０６の迎
角αを、より大きな迎角αにしなければ水平飛行が維持
できなくなることが生じることがある。
【００２５】このために、迎角αの大きさに対するヘリ
コプタブレード０６で発生する揚力Ｌの大きさ、いわゆ
る、揚力Ｌを無次元化した揚力係数Ｃl の迎角αの変化
に対する変化である、揚力傾斜の大きさを大きなものに
するとともに、迎角αの増加に伴い増加する揚力Ｌが最
大値になった後急激に低減する迎角α、いわゆる、失速
角をより大きなものにするようにして、翼型０１の最大
揚力係数Ｃlmaxを大きくするための高揚力装置の実現
が、前進飛行性能の向上、ペイロードの向上のために
は、要求されることになる。
コプタブレード０６で発生する揚力Ｌの大きさ、いわゆ
る、揚力Ｌを無次元化した揚力係数Ｃl の迎角αの変化
に対する変化である、揚力傾斜の大きさを大きなものに
するとともに、迎角αの増加に伴い増加する揚力Ｌが最
大値になった後急激に低減する迎角α、いわゆる、失速
角をより大きなものにするようにして、翼型０１の最大
揚力係数Ｃlmaxを大きくするための高揚力装置の実現
が、前進飛行性能の向上、ペイロードの向上のために
は、要求されることになる。
【００２６】さらには、空中のほぼ一定の位置で飛行す
る、ヘリコプタ０７固有のホバリング時の必要馬力を減
少させ、ホバリング性能を向上させるため、翼型０１に
は、次の性能の実現も要求される。
る、ヘリコプタ０７固有のホバリング時の必要馬力を減
少させ、ホバリング性能を向上させるため、翼型０１に
は、次の性能の実現も要求される。
【００２７】（３）揚力係数Ｃl ＝０．６で評定される
ホバリング時の揚力係数Ｃl と抵抗係数Ｃd との比であ
る揚抗比Ｃl ／Ｃd の増大の実現。等が求められてい
る。
ホバリング時の揚力係数Ｃl と抵抗係数Ｃd との比であ
る揚抗比Ｃl ／Ｃd の増大の実現。等が求められてい
る。
【００２８】しかしながら、これらの要求に対し、従来
の翼型０１では、前述したように、対称翼型に近い形状
にされているため、表４の翼型データに示すように、ピ
ッチングモーメントＭを無次元化したピッチングモーメ
ント係数Ｃm は小さくできるものの、最大揚力係数Ｃ
lmaxは小さく、大揚力の発生は困難であり、また、抵抗
発散マッハ数Ｍdd及び揚抗比Ｃl ／Ｃd も比較的小さ
く、前述したように、最大離陸重量の増加、飛行速度の
高速化が求められている、近年のヘリコプタ０７のブレ
ード０６への適用には問題があった。
の翼型０１では、前述したように、対称翼型に近い形状
にされているため、表４の翼型データに示すように、ピ
ッチングモーメントＭを無次元化したピッチングモーメ
ント係数Ｃm は小さくできるものの、最大揚力係数Ｃ
lmaxは小さく、大揚力の発生は困難であり、また、抵抗
発散マッハ数Ｍdd及び揚抗比Ｃl ／Ｃd も比較的小さ
く、前述したように、最大離陸重量の増加、飛行速度の
高速化が求められている、近年のヘリコプタ０７のブレ
ード０６への適用には問題があった。
【００２９】
【発明が解決しようとする課題】本発明のヘリコプタブ
レード用翼型は、従来のブレード用翼型に比べ、従来と
同様にピッチングモーメント係数を小さく保つととも
に、高抵抗発散マッハ数、高最大揚力係数及び高揚抗比
を実現できる翼型にして、近年になって、急速に進めら
れているヘリコプタ離陸時の最大離陸重量の増加、前進
飛行時の飛行速度の高速化にも対応でき、さらには、ホ
バリング等におけるホバリング性能をも向上させること
のできるブレード用翼型を提供することを課題とする。
レード用翼型は、従来のブレード用翼型に比べ、従来と
同様にピッチングモーメント係数を小さく保つととも
に、高抵抗発散マッハ数、高最大揚力係数及び高揚抗比
を実現できる翼型にして、近年になって、急速に進めら
れているヘリコプタ離陸時の最大離陸重量の増加、前進
飛行時の飛行速度の高速化にも対応でき、さらには、ホ
バリング等におけるホバリング性能をも向上させること
のできるブレード用翼型を提供することを課題とする。
【００３０】
【課題を解決するための手段】このため、請求項１のブ
レード用翼型は、次の手段（１）とした。 （１）翼型の各翼弦方向各位置での翼厚さが前述した数
１の式で演算され、数１の式中で使用される係数ａ0 ，
ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 およびａ6 が、表１に記
載された数値を使用して算出される形状の翼型にされる
ものとした。
レード用翼型は、次の手段（１）とした。 （１）翼型の各翼弦方向各位置での翼厚さが前述した数
１の式で演算され、数１の式中で使用される係数ａ0 ，
ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 およびａ6 が、表１に記
載された数値を使用して算出される形状の翼型にされる
ものとした。
【００３１】すなわち、本発明の請求項１のブレード用
翼型は、失速を遅らせ高最大揚力を発生させるため、図
１の太線のＡ部に示すように、従来の翼型に比較して大
きな前縁半径を有し、さらに、高最大揚力を発生させる
ため、図５若しくは図１の細線で示す従来の対称翼型に
近い形状から、図１の太線で示す大きなキャンバを有
し、非対称性が大きい非対称翼型のものとした。
翼型は、失速を遅らせ高最大揚力を発生させるため、図
１の太線のＡ部に示すように、従来の翼型に比較して大
きな前縁半径を有し、さらに、高最大揚力を発生させる
ため、図５若しくは図１の細線で示す従来の対称翼型に
近い形状から、図１の太線で示す大きなキャンバを有
し、非対称性が大きい非対称翼型のものとした。
【００３２】また、高速飛行時の抵抗増加を押さえるた
め、さらには、高抵抗発散マッハ数を実現するため、翼
型の上面および下面における中央部のＢ部およびＣ部
を、従来の翼型の中央部の円弧面よりも大きい曲率半径
のもの、換言すれば、平らな形状に近い形状のものにし
た。
め、さらには、高抵抗発散マッハ数を実現するため、翼
型の上面および下面における中央部のＢ部およびＣ部
を、従来の翼型の中央部の円弧面よりも大きい曲率半径
のもの、換言すれば、平らな形状に近い形状のものにし
た。
【００３３】また、ブレード用翼型、特に、ヘリコプタ
のロータブレードとして使用されるブレード用翼型では
重要であり、従来からほぼ零近くにされていたピッチン
グモーメント係数を、従来と同様の大きさにおさえるた
め、翼型の後縁近傍の形状を、Ｄ部で示すように下に凸
の形状となる、いわゆる逆キャンバ性の大きい翼型にな
るものにした。
のロータブレードとして使用されるブレード用翼型では
重要であり、従来からほぼ零近くにされていたピッチン
グモーメント係数を、従来と同様の大きさにおさえるた
め、翼型の後縁近傍の形状を、Ｄ部で示すように下に凸
の形状となる、いわゆる逆キャンバ性の大きい翼型にな
るものにした。
【００３４】（ａ）これにより、本発明のブレード用翼
型では、大きな前縁半径を設けた翼型とすることによ
り、翼前縁部での急激な圧力や速度の変化をおさえて、
翼前縁部Ａで発生する剥離をおくらせ、できるだけ翼面
の後流側で起させるようにすることにより、剥離の発生
に伴い生じる失速が、より高迎角で起るように遅らせ
て、高最大揚力になる大きな揚力を発生できるものにす
ることができるようになる。
型では、大きな前縁半径を設けた翼型とすることによ
り、翼前縁部での急激な圧力や速度の変化をおさえて、
翼前縁部Ａで発生する剥離をおくらせ、できるだけ翼面
の後流側で起させるようにすることにより、剥離の発生
に伴い生じる失速が、より高迎角で起るように遅らせ
て、高最大揚力になる大きな揚力を発生できるものにす
ることができるようになる。
【００３５】また、大きなキャンバを設けるようにし
て、大きな非対称性の翼型にしたことにより、同一の迎
角において、対称翼型に近い従来の翼型に比べ、高揚力
を発生できるようになる高揚力傾斜のものにし、しか
も、高迎角まで失速を起こしにくいものにして、表５に
示すように、高最大揚力係数Ｃlmaxが１．４７にもなる
高最大揚力のものにすることができるようになる。
て、大きな非対称性の翼型にしたことにより、同一の迎
角において、対称翼型に近い従来の翼型に比べ、高揚力
を発生できるようになる高揚力傾斜のものにし、しか
も、高迎角まで失速を起こしにくいものにして、表５に
示すように、高最大揚力係数Ｃlmaxが１．４７にもなる
高最大揚力のものにすることができるようになる。
【００３６】
【表５】
【００３７】また、このキャンバを大きくすることによ
り、翼型の厚みを薄くしても高揚力を発生させることが
でき、さらには、翼型の厚みを従来の翼型に比べ薄くす
ることにより、ホバリング時の翼型の抵抗をより小さい
０．００８５程度にまで小さくすることができ、これに
より揚抗比が７０．５になる高揚抗比を実現させるとと
もに、高速飛行時の抵抗増大をおさえて、高抵抗発散マ
ッハ数を実現することができるとともに、低速飛行時の
抵抗増大をおさえることもできる。
り、翼型の厚みを薄くしても高揚力を発生させることが
でき、さらには、翼型の厚みを従来の翼型に比べ薄くす
ることにより、ホバリング時の翼型の抵抗をより小さい
０．００８５程度にまで小さくすることができ、これに
より揚抗比が７０．５になる高揚抗比を実現させるとと
もに、高速飛行時の抵抗増大をおさえて、高抵抗発散マ
ッハ数を実現することができるとともに、低速飛行時の
抵抗増大をおさえることもできる。
【００３８】また、翼型の上面のＢ部及び下面のＣ部を
平らにすることによって、高速時の衝撃波の発生を、よ
り音速飛行に近くなるまでおさえることができ、高速時
の抵抗を小さくすることができ、抵抗発散マッハ数を
０．８２程度にまで向上させることができる高抵抗発散
マッハ数を実現できる翼型とすることができる。
平らにすることによって、高速時の衝撃波の発生を、よ
り音速飛行に近くなるまでおさえることができ、高速時
の抵抗を小さくすることができ、抵抗発散マッハ数を
０．８２程度にまで向上させることができる高抵抗発散
マッハ数を実現できる翼型とすることができる。
【００３９】また、翼型後縁近傍に、下に凸の形状をつ
くったＤ部で示すようにすることにより、翼型の前方と
は逆方向のキャンバを設けたことにより、翼型後縁近傍
では、迎角０°付近においては、下向きの揚力が発生
し、しかも、揚力発生個所が空力中心ＣＰから離れた、
モーメントアームが迎角０°付近において後縁部をのぞ
く翼型全体で発生するピッチングモーメントと相殺する
逆方向のピッチングモーメントを翼型後縁近傍に発生さ
せることができ、翼型を対称翼型から大きなキャンバを
設けるものにしたにも拘わらず、翼型全体のピッチング
モーメント係数を０．０３以下のものにでき、従来の対
称翼型と同様に小さいものにすることができる。
くったＤ部で示すようにすることにより、翼型の前方と
は逆方向のキャンバを設けたことにより、翼型後縁近傍
では、迎角０°付近においては、下向きの揚力が発生
し、しかも、揚力発生個所が空力中心ＣＰから離れた、
モーメントアームが迎角０°付近において後縁部をのぞ
く翼型全体で発生するピッチングモーメントと相殺する
逆方向のピッチングモーメントを翼型後縁近傍に発生さ
せることができ、翼型を対称翼型から大きなキャンバを
設けるものにしたにも拘わらず、翼型全体のピッチング
モーメント係数を０．０３以下のものにでき、従来の対
称翼型と同様に小さいものにすることができる。
【００４０】従って、請求項１の発明は、ブレードのう
ち内翼側に使用して、より効果を発揮することができる
ものとなる。
ち内翼側に使用して、より効果を発揮することができる
ものとなる。
【００４１】また、本発明の請求項２のブレード用翼型
は、上述（１）の手段に加え、次の手段（２）とした。
は、上述（１）の手段に加え、次の手段（２）とした。
【００４２】（２）数２の式中の係数ａ0 ，ａ1 ，
ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 およびａ6 を、請求項１の発明
が表１に記載された数値を使用するようにしたのに対し
て、表２に記載された数値を使用するようにした。
ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 およびａ6 を、請求項１の発明
が表１に記載された数値を使用するようにしたのに対し
て、表２に記載された数値を使用するようにした。
【００４３】すなわち、本発明のブレード用翼型におい
ても、請求項１の発明のブレード用翼型と同様に非対称
翼型にし、また翼型の上面および下面を平らな形状にす
るとともに、後縁近傍の形状を下に凸の形状になるよう
にした。
ても、請求項１の発明のブレード用翼型と同様に非対称
翼型にし、また翼型の上面および下面を平らな形状にす
るとともに、後縁近傍の形状を下に凸の形状になるよう
にした。
【００４４】これにより、前述した（ａ）と同様の作
用、効果が得られるほかに、本発明のブレード用翼型に
おいては、請求項１の発明のものに比較して、最大揚力
係数は１．３２と若干小さくなり、また、抵抗係数も
０．０１０２と若干大きくなるものの、抵抗発散マッハ
数は０．８５となり、大きな高抵抗発散マッハ数とな
り、より音速に近い高速飛行時まで、急激な抵抗増大が
発生しないようにすることができる。
用、効果が得られるほかに、本発明のブレード用翼型に
おいては、請求項１の発明のものに比較して、最大揚力
係数は１．３２と若干小さくなり、また、抵抗係数も
０．０１０２と若干大きくなるものの、抵抗発散マッハ
数は０．８５となり、大きな高抵抗発散マッハ数とな
り、より音速に近い高速飛行時まで、急激な抵抗増大が
発生しないようにすることができる。
【００４５】さらに、翼型全体のピッチングモーメント
係数は、請求項１の発明のものに比較してより小さい
０．０１以下のものにすることができ、ピッチ角制御装
置にかかる構造的荷重をより小さくすることができ、内
翼側に比較して、より高速となり、しかもピッチ角制御
に必要なモーメントアームも大きくなる、ブレードのう
ちの外翼側に使用して、より効果を発揮することができ
るものとなる。
係数は、請求項１の発明のものに比較してより小さい
０．０１以下のものにすることができ、ピッチ角制御装
置にかかる構造的荷重をより小さくすることができ、内
翼側に比較して、より高速となり、しかもピッチ角制御
に必要なモーメントアームも大きくなる、ブレードのう
ちの外翼側に使用して、より効果を発揮することができ
るものとなる。
【００４６】
【発明の実施の形態】以下、本発明のブレード用翼型の
実施の第１形態を図面にもとづき説明する。図２は、本
発明のブレード用翼型の実施の第１形態を示す図で、表
１に示す係数ａ0 ，ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 およ
びａ6 を使い、数１の式によって算出した翼型１であ
る。この翼型１を実質的に規定する翼型座標を表６に示
す。なお、係数ａ0 ，ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 及
びａ6 の数値は、表１に示されている数値の±３％以内
の数値であれば、上記翼型１と実質的に同一の翼型とな
る。
実施の第１形態を図面にもとづき説明する。図２は、本
発明のブレード用翼型の実施の第１形態を示す図で、表
１に示す係数ａ0 ，ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 およ
びａ6 を使い、数１の式によって算出した翼型１であ
る。この翼型１を実質的に規定する翼型座標を表６に示
す。なお、係数ａ0 ，ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 及
びａ6 の数値は、表１に示されている数値の±３％以内
の数値であれば、上記翼型１と実質的に同一の翼型とな
る。
【００４７】
【表６】
【００４８】この図２で示す実施の第１形態の翼型１で
は、ヘリコプタ０７のブレード０６の８０％スパン位置
よりも付け根側で用いられて好適な翼型１になるため
に、この翼型１の翼厚比ｔは、９％と大きくしている。
は、ヘリコプタ０７のブレード０６の８０％スパン位置
よりも付け根側で用いられて好適な翼型１になるため
に、この翼型１の翼厚比ｔは、９％と大きくしている。
【００４９】前述したように、ブレード０６が進行方向
と反対の方向に回るときブレード０６からみた対気速度
Ｖは、回転速度Ｒの後進速度成分から、ヘリコプタ０７
の前進速度Ｆを差し引いたものとなり、低速域となり、
進行方向に回り対気速度Ｖの大きくなるブレード０６と
のバランスを保つためには、迎角αを大きくとることに
なるが、ブレード０６の内側ではさらに速度が小さくな
るため、大きな迎角αでも失速することなく大きな揚力
Ｌが得られるように最大揚力係数Ｃlmaxを大きなものに
しなければならない。
と反対の方向に回るときブレード０６からみた対気速度
Ｖは、回転速度Ｒの後進速度成分から、ヘリコプタ０７
の前進速度Ｆを差し引いたものとなり、低速域となり、
進行方向に回り対気速度Ｖの大きくなるブレード０６と
のバランスを保つためには、迎角αを大きくとることに
なるが、ブレード０６の内側ではさらに速度が小さくな
るため、大きな迎角αでも失速することなく大きな揚力
Ｌが得られるように最大揚力係数Ｃlmaxを大きなものに
しなければならない。
【００５０】このため、図に示すように、本実施の形態
のブレード用翼型は、失速が高迎角になるまで発生しな
いように遅らせ、高最大揚力を発生させるため、図１の
Ａ部で示すように、大きな前縁半径のものにし、さら
に、高最大揚力を発生させるため、従来の対称翼型に近
い形状から、翼弦方向の各ステーションＸ／Ｃでの翼厚
の中央を結んだキャンバラインが、前縁０４と後縁０５
とを直線で結ぶ翼弦線ＣＬより、大きく上方にずれたも
のになる大きなキャンバを持つ非対称翼型になるものに
した。
のブレード用翼型は、失速が高迎角になるまで発生しな
いように遅らせ、高最大揚力を発生させるため、図１の
Ａ部で示すように、大きな前縁半径のものにし、さら
に、高最大揚力を発生させるため、従来の対称翼型に近
い形状から、翼弦方向の各ステーションＸ／Ｃでの翼厚
の中央を結んだキャンバラインが、前縁０４と後縁０５
とを直線で結ぶ翼弦線ＣＬより、大きく上方にずれたも
のになる大きなキャンバを持つ非対称翼型になるものに
した。
【００５１】また、高速飛行時の抵抗Ｄの増加を押さえ
るための、高抵抗発散マッハ数を実現するため、翼型１
の上面０２および下面０３における中央部のＢ部および
Ｃ部における形状を小さい曲率にされた従来の翼型の中
央部の円弧面より大きい曲率半径の平らな形状に近い形
状になるものにした。
るための、高抵抗発散マッハ数を実現するため、翼型１
の上面０２および下面０３における中央部のＢ部および
Ｃ部における形状を小さい曲率にされた従来の翼型の中
央部の円弧面より大きい曲率半径の平らな形状に近い形
状になるものにした。
【００５２】ピッチングモーメント係数Ｃm を、従来の
翼型０１同様の大きさにおさえるため、後縁０５近傍の
形状をＤ部で示すように下に凸の形状となる逆キャンバ
形状のものにした。なお、図視省略したが逆キャンバ形
状にされた後縁０５端は、上面０２および下面０３を張
り合わせて形成するようにしているために、短い鉛直面
で形成している。
翼型０１同様の大きさにおさえるため、後縁０５近傍の
形状をＤ部で示すように下に凸の形状となる逆キャンバ
形状のものにした。なお、図視省略したが逆キャンバ形
状にされた後縁０５端は、上面０２および下面０３を張
り合わせて形成するようにしているために、短い鉛直面
で形成している。
【００５３】これにより、本実施の形態のブレード用翼
型では、大きな前縁半径を設けた翼型１としたことによ
り、翼前縁部Ａでの急激な圧力や速度の変化をおさえら
れるので、翼前縁部Ａに沿って流れる大気流がより後流
側まで翼面に沿って流れるようになり、剥離ができるだ
け翼面の後流側で起させることができ、剥離の発生に伴
う失速を遅らせて、高最大揚力が得られるものにするこ
とができるようになる。
型では、大きな前縁半径を設けた翼型１としたことによ
り、翼前縁部Ａでの急激な圧力や速度の変化をおさえら
れるので、翼前縁部Ａに沿って流れる大気流がより後流
側まで翼面に沿って流れるようになり、剥離ができるだ
け翼面の後流側で起させることができ、剥離の発生に伴
う失速を遅らせて、高最大揚力が得られるものにするこ
とができるようになる。
【００５４】また、後縁０５を除く翼型１の殆んどの部
分に、上方に向けて凸になる大きなキャンバを設けるよ
うにして、非対称性の強い翼型１にしたことにより、同
一の迎角αにおいて、対称翼型に比較して高揚力を発生
させることができ、さらには、仰角が０での揚力の大き
いものにすることができ、高最大揚力係数を実現できる
ようになる。
分に、上方に向けて凸になる大きなキャンバを設けるよ
うにして、非対称性の強い翼型１にしたことにより、同
一の迎角αにおいて、対称翼型に比較して高揚力を発生
させることができ、さらには、仰角が０での揚力の大き
いものにすることができ、高最大揚力係数を実現できる
ようになる。
【００５５】また、このキャンバの大きさを大きくした
ことにより、翼型１の厚みを薄くしても高揚力を発生さ
せることができ、前述したように、高最大揚力係数のも
のにでき、さらに、翼型１の厚みを従来の翼型０１に比
べ薄くしたことにより、抵抗Ｄを小さくすることができ
る。
ことにより、翼型１の厚みを薄くしても高揚力を発生さ
せることができ、前述したように、高最大揚力係数のも
のにでき、さらに、翼型１の厚みを従来の翼型０１に比
べ薄くしたことにより、抵抗Ｄを小さくすることができ
る。
【００５６】これにより、高揚抗比を実現することがで
きるとともに、高速飛行時の抵抗Ｄの増大をおさえ、さ
らには、急激に抵抗が増大する抵抗発散マッハ数Ｍddを
より音速に近くなる、高抵抗発散マッハ数の翼型１を実
現することができる。
きるとともに、高速飛行時の抵抗Ｄの増大をおさえ、さ
らには、急激に抵抗が増大する抵抗発散マッハ数Ｍddを
より音速に近くなる、高抵抗発散マッハ数の翼型１を実
現することができる。
【００５７】なお、実施の第１形態の翼型１のように付
け根側で用いられる、いわゆる内翼の揚抗比は、マッハ
数Ｍ＝０．５で評定されることになっており、従って、
表５に示す実施の第１形態翼型データの抵抗係数Ｃd お
よび揚抗比Ｃl ／Ｃd は、Ｍ＝０．５のデータを示して
いる。
け根側で用いられる、いわゆる内翼の揚抗比は、マッハ
数Ｍ＝０．５で評定されることになっており、従って、
表５に示す実施の第１形態翼型データの抵抗係数Ｃd お
よび揚抗比Ｃl ／Ｃd は、Ｍ＝０．５のデータを示して
いる。
【００５８】また、翼型１の上面のＢ部及び下面のＣ部
を平らにすることによって、高速時の衝撃波の発生を、
音速に近いマッハ数近傍までおさえることができ、翼型
１を薄くすることと相まって、高速飛行時の抵抗Ｄをよ
り小さくすることができ、さらには、高抵抗発散マッハ
数を実現でき、音速に近いマッハ数Ｍまでの飛行が可能
になる。
を平らにすることによって、高速時の衝撃波の発生を、
音速に近いマッハ数近傍までおさえることができ、翼型
１を薄くすることと相まって、高速飛行時の抵抗Ｄをよ
り小さくすることができ、さらには、高抵抗発散マッハ
数を実現でき、音速に近いマッハ数Ｍまでの飛行が可能
になる。
【００５９】また、翼型１の後縁近傍では、翼型１の他
の部分と異り、キャンバラインが翼弦線ＣＬより大きく
下方にずれた、下に凸の形状をつくったＤ部で示す形状
の逆キャンバを設けたことにより、翼型後縁近傍では、
迎角０°付近において、下向きの揚力Ｌが発生し、しか
も、下向きの揚力Ｌが発生する位置が、空力中心ＣＰ
（Ｘ／Ｃ＝０．２５）より離れた位置であるため、迎角
０°付近において後縁０５部をのぞく翼型全体で発生す
るピッチングモーメントＭと相殺する逆方向のピッチン
グモーメントＭを発生させることができ、翼型１を対称
翼型から大きなキャンバを設けた非対称翼にしたにも拘
わらず、翼型１全体のピッチングモーメント係数Ｃ
m を、従来の対称翼と同様に小さいものにすることがで
きる。
の部分と異り、キャンバラインが翼弦線ＣＬより大きく
下方にずれた、下に凸の形状をつくったＤ部で示す形状
の逆キャンバを設けたことにより、翼型後縁近傍では、
迎角０°付近において、下向きの揚力Ｌが発生し、しか
も、下向きの揚力Ｌが発生する位置が、空力中心ＣＰ
（Ｘ／Ｃ＝０．２５）より離れた位置であるため、迎角
０°付近において後縁０５部をのぞく翼型全体で発生す
るピッチングモーメントＭと相殺する逆方向のピッチン
グモーメントＭを発生させることができ、翼型１を対称
翼型から大きなキャンバを設けた非対称翼にしたにも拘
わらず、翼型１全体のピッチングモーメント係数Ｃ
m を、従来の対称翼と同様に小さいものにすることがで
きる。
【００６０】すなわち、本実施の形態のブレード用翼型
では、表５に示すように、表４に示す従来の翼型０１に
比較して、最大揚力係数Ｃlmaxを大きなものにでき、ま
た、ホバリング時の揚力係数Ｃl が０．６になるときの
抵抗係数Ｃd を小さくでき、揚抗比Ｃl ／Ｃd を大きく
できる。さらに、抵抗発散マッハ数Ｍddも、従来の翼型
０１に比較して小さくすることができる。
では、表５に示すように、表４に示す従来の翼型０１に
比較して、最大揚力係数Ｃlmaxを大きなものにでき、ま
た、ホバリング時の揚力係数Ｃl が０．６になるときの
抵抗係数Ｃd を小さくでき、揚抗比Ｃl ／Ｃd を大きく
できる。さらに、抵抗発散マッハ数Ｍddも、従来の翼型
０１に比較して小さくすることができる。
【００６１】なお、表４におけるＮＡＣＡ０００６のＭ
ddに比較して、本実施の形態のＭddは小さなものになっ
ているが、これは翼厚比ｔが前者では６％であるのに対
して、表５に示すものは９％のデータを示しているため
で、同じ翼厚比ｔのもので比較すれば、高抵抗発散マッ
ハ数にできることは、ＮＡＣＡ００１２およびＮＡＣＡ
２３０１２のデータから容易に推定できるものである。
ddに比較して、本実施の形態のＭddは小さなものになっ
ているが、これは翼厚比ｔが前者では６％であるのに対
して、表５に示すものは９％のデータを示しているため
で、同じ翼厚比ｔのもので比較すれば、高抵抗発散マッ
ハ数にできることは、ＮＡＣＡ００１２およびＮＡＣＡ
２３０１２のデータから容易に推定できるものである。
【００６２】また、ブレード用翼型のうち、内翼型に使
用されるものでは、このような性能を、ピッチングモー
メント係数Ｃm を大きくすることなく向上させることが
必要であり、内翼側に使用される翼型としては、０．０
３以下のピッチングモーメント係数というのが一般的な
値となっており、本実施の形態の翼型では、何れのマッ
ハ数Ｍでも満足するものとなっている。
用されるものでは、このような性能を、ピッチングモー
メント係数Ｃm を大きくすることなく向上させることが
必要であり、内翼側に使用される翼型としては、０．０
３以下のピッチングモーメント係数というのが一般的な
値となっており、本実施の形態の翼型では、何れのマッ
ハ数Ｍでも満足するものとなっている。
【００６３】さらに、図４は、本実施の形態の翼型１の
最大揚力係数Ｃlmaxと抵抗発散マッハ数Ｍddの値をＮＡ
ＣＡ００ＸＸ系を含む、従来のブレード用翼型の他の翼
型と比較したものを示すものであるが、この図において
は、図の右上に来るほど高性能であることを示すが、本
実施の形態のヘリコプタブレード用翼型は、従来のもの
に比較してより秀れていることがこの図からもわかる。
最大揚力係数Ｃlmaxと抵抗発散マッハ数Ｍddの値をＮＡ
ＣＡ００ＸＸ系を含む、従来のブレード用翼型の他の翼
型と比較したものを示すものであるが、この図において
は、図の右上に来るほど高性能であることを示すが、本
実施の形態のヘリコプタブレード用翼型は、従来のもの
に比較してより秀れていることがこの図からもわかる。
【００６４】次に、図３は、本発明のブレード用翼型の
実施の第２形態を示す図で、表２に示す係数ａ0 ，
ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 およびａ6 を使い、数２
の式によって算出した翼型２である。この翼型２を実質
的に規定する翼型座標を表７に示す。なお、係数ａ0 ，
ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 及びａ6 の数値は、表２
に示されている数値の±３％以内の数値であれば、上記
翼型２と実質的に同一の翼型となる。
実施の第２形態を示す図で、表２に示す係数ａ0 ，
ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 およびａ6 を使い、数２
の式によって算出した翼型２である。この翼型２を実質
的に規定する翼型座標を表７に示す。なお、係数ａ0 ，
ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 及びａ6 の数値は、表２
に示されている数値の±３％以内の数値であれば、上記
翼型２と実質的に同一の翼型となる。
【００６５】
【表７】
【００６６】この図３で示す実施の第２形態の翼型２で
は、ヘリコプタ０７のブレード０６の８０％スパン位置
よりも翼端側で用いるようにしているため、翼型２の翼
厚比ｔは７％と小さくしている。
は、ヘリコプタ０７のブレード０６の８０％スパン位置
よりも翼端側で用いるようにしているため、翼型２の翼
厚比ｔは７％と小さくしている。
【００６７】また、ブレード０６が進行方向と同じ方向
に回るときブレード０６からみた対気速度Ｖは、回転速
度Ｒの前進速度成分とヘリコプタ０７の前進速度とを加
えたものとなり、特に、本実施の形態のブレード用翼型
が使用される翼端側では高速域となる。
に回るときブレード０６からみた対気速度Ｖは、回転速
度Ｒの前進速度成分とヘリコプタ０７の前進速度とを加
えたものとなり、特に、本実施の形態のブレード用翼型
が使用される翼端側では高速域となる。
【００６８】このため、高速域でも抵抗の増大が抑えら
れるよう、抵抗発散マッハ数Ｍddが大きい翼型２にする
ことが要求される。したがって、前述したように、実施
の第１形態の翼型１は、低速時の最大揚力係数Ｃlmaxが
特に大きく、かつ、抵抗発散マッハ数Ｍddについても、
比較的高い翼型１になるものにしたのに対して、本実施
の形態の翼型２では、特に、抵抗発散マッハ数Ｍddが大
きく、かつ、低速時の最大揚力係数Ｃlmaxについても、
比較的高い翼型２とする必要がある。
れるよう、抵抗発散マッハ数Ｍddが大きい翼型２にする
ことが要求される。したがって、前述したように、実施
の第１形態の翼型１は、低速時の最大揚力係数Ｃlmaxが
特に大きく、かつ、抵抗発散マッハ数Ｍddについても、
比較的高い翼型１になるものにしたのに対して、本実施
の形態の翼型２では、特に、抵抗発散マッハ数Ｍddが大
きく、かつ、低速時の最大揚力係数Ｃlmaxについても、
比較的高い翼型２とする必要がある。
【００６９】このために、図に示すように、本実施の形
態のブレード用翼型においても、図２に示す実施の第１
形態のブレード用翼型と同様に翼弦方向の各ステーショ
ンＸ／Ｃの殆んどで、上に凸になるキャンバを設けるよ
うにした非対称翼型にし、また翼型２の上面０２および
下面０３を平らな形状にするとともに、後縁０５近傍の
形状は下に凸の形状になる逆キャンバを設ける形状にし
た。
態のブレード用翼型においても、図２に示す実施の第１
形態のブレード用翼型と同様に翼弦方向の各ステーショ
ンＸ／Ｃの殆んどで、上に凸になるキャンバを設けるよ
うにした非対称翼型にし、また翼型２の上面０２および
下面０３を平らな形状にするとともに、後縁０５近傍の
形状は下に凸の形状になる逆キャンバを設ける形状にし
た。
【００７０】これにより、前述した実施の第１形態の翼
型１と同様の作用、効果が得られるほかに、本実施の形
態のブレード用翼型においては、実施の第１形態のもの
に比較して、最大揚力係数Ｃlmaxは１．３２と若干小さ
くなり、また、抵抗係数Ｃdも若干大きくなるものの、
抵抗発散マッハ数Ｍddはより大きなものとなり、より高
速飛行時まで急激な抵抗増大が発生しないようにするこ
とができるとともに、翼型２全体のピッチングモーメン
ト係数Ｃm を、より小さいものにすることができ、ピッ
チ角制御装置にかかる構造物荷重をより小さくすること
ができ、内翼側に比較して高速となり、ピッチ角制御に
必要なモーメントアームも大きくなる、ヘリコプタブレ
ード０６のうちの外翼側に使用して、より効果を発揮す
ることができるものとなる。
型１と同様の作用、効果が得られるほかに、本実施の形
態のブレード用翼型においては、実施の第１形態のもの
に比較して、最大揚力係数Ｃlmaxは１．３２と若干小さ
くなり、また、抵抗係数Ｃdも若干大きくなるものの、
抵抗発散マッハ数Ｍddはより大きなものとなり、より高
速飛行時まで急激な抵抗増大が発生しないようにするこ
とができるとともに、翼型２全体のピッチングモーメン
ト係数Ｃm を、より小さいものにすることができ、ピッ
チ角制御装置にかかる構造物荷重をより小さくすること
ができ、内翼側に比較して高速となり、ピッチ角制御に
必要なモーメントアームも大きくなる、ヘリコプタブレ
ード０６のうちの外翼側に使用して、より効果を発揮す
ることができるものとなる。
【００７１】すなわち、本実施の形態のブレード用翼型
では、表５に示すように、同表に示す実施の第１形態に
比較して、最大揚力係数Ｃlmax、揚抗比Ｃl ／Ｃd の増
加は小さいものの、抵抗発散マッハ数Ｍddの増加は著し
く、また、ピッチングモーメント係数Ｃm は、表４に示
す従来の翼型０１のものと、略同等の大きさのものにす
ることができる。
では、表５に示すように、同表に示す実施の第１形態に
比較して、最大揚力係数Ｃlmax、揚抗比Ｃl ／Ｃd の増
加は小さいものの、抵抗発散マッハ数Ｍddの増加は著し
く、また、ピッチングモーメント係数Ｃm は、表４に示
す従来の翼型０１のものと、略同等の大きさのものにす
ることができる。
【００７２】なお、実施の第２形態の翼型２のように翼
端側で用いられる、いわゆる外翼の揚抗比Ｃl ／Ｃ
d は、マッハ数Ｍ＝０．６で評定されることになってい
るために、表５に示す実施の第２形態翼型データの抵抗
係数および揚抗比Ｃl ／Ｃd は、Ｍ＝０．６のデータを
示している。
端側で用いられる、いわゆる外翼の揚抗比Ｃl ／Ｃ
d は、マッハ数Ｍ＝０．６で評定されることになってい
るために、表５に示す実施の第２形態翼型データの抵抗
係数および揚抗比Ｃl ／Ｃd は、Ｍ＝０．６のデータを
示している。
【００７３】このように、実施の第２形態の翼型２で
は、図４に示すように、抵抗発散マッハ数Ｍddが大きな
翼型となり、実施の第１形態の翼型１を含む、いずれの
翼型も、先進といわれる翼型の抵抗発散マッハ数Ｍdd領
域よりも、さらに右上側に来ており、高性能のものにす
ることができることがわかる。
は、図４に示すように、抵抗発散マッハ数Ｍddが大きな
翼型となり、実施の第１形態の翼型１を含む、いずれの
翼型も、先進といわれる翼型の抵抗発散マッハ数Ｍdd領
域よりも、さらに右上側に来ており、高性能のものにす
ることができることがわかる。
【００７４】また、ブレード用翼型のうち、翼端側に使
用されるものは、このような性能をピッチングモーメン
トＭの絶対値を大きくすることなく向上することが必要
であり、外翼側に使用される翼型では０．０１以下とい
うのが、一般的な値となっており、本実施の形態の翼型
２ではいずれの場合も満足するものとなっている。
用されるものは、このような性能をピッチングモーメン
トＭの絶対値を大きくすることなく向上することが必要
であり、外翼側に使用される翼型では０．０１以下とい
うのが、一般的な値となっており、本実施の形態の翼型
２ではいずれの場合も満足するものとなっている。
【００７５】このように、実施の第１形態のブレード用
翼型を内翼翼型として使用し、実施の第２形態のブレー
ド用翼型を外翼翼型として使用するようにすれば、ピッ
チングモーメント係数を小さく保つとともに、高抵抗発
散マッハ数、高最大揚力係数及び高揚抗比を実現できる
翼型にして、ヘリコプタ離陸時の最大離陸重量をさらに
増加させ、前進飛行時の高速化が可能になり、さらには
ホバリング性能を向上させることのできるヘリコプタ０
７を実現することができる。
翼型を内翼翼型として使用し、実施の第２形態のブレー
ド用翼型を外翼翼型として使用するようにすれば、ピッ
チングモーメント係数を小さく保つとともに、高抵抗発
散マッハ数、高最大揚力係数及び高揚抗比を実現できる
翼型にして、ヘリコプタ離陸時の最大離陸重量をさらに
増加させ、前進飛行時の高速化が可能になり、さらには
ホバリング性能を向上させることのできるヘリコプタ０
７を実現することができる。
【００７６】
【発明の効果】以上説明したように、本発明のブレード
用翼型においては、翼型の各翼弦方向位置での上面側お
よび下面側の翼厚さが数１の式で表わされ、前記数１の
式中の係数ａ0 ，ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 および
ａ6 が、表１に示す数値にされているものとした。
用翼型においては、翼型の各翼弦方向位置での上面側お
よび下面側の翼厚さが数１の式で表わされ、前記数１の
式中の係数ａ0 ，ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 および
ａ6 が、表１に示す数値にされているものとした。
【００７７】これにより、本発明に係るブレード用翼型
は、大きな前縁半径、後縁形状を除き大きなキャンバ、
平らな上・下面および下に凸の後縁形状を有しており、
高最大揚力、高抵抗発散マッハ数、高揚抗比及び低ピッ
チングモーメントのものにすることができ、ヘリコプタ
ブレードの内翼側の使用に好適なものとすることができ
る。
は、大きな前縁半径、後縁形状を除き大きなキャンバ、
平らな上・下面および下に凸の後縁形状を有しており、
高最大揚力、高抵抗発散マッハ数、高揚抗比及び低ピッ
チングモーメントのものにすることができ、ヘリコプタ
ブレードの内翼側の使用に好適なものとすることができ
る。
【００７８】また、本発明のブレード用翼型において
は、数２の式中の係数ａ0 ，ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，
ａ5 およびａ6 が表２に示す数値にされているものにし
た。
は、数２の式中の係数ａ0 ，ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，
ａ5 およびａ6 が表２に示す数値にされているものにし
た。
【００７９】これにより、より高抵抗発散マッハ数のも
のにできるとともに、ピッチングモーメントを従来のブ
レード用翼型と同様に、きわめて零に近い小さいものに
することができ、ヘリコプタブレードの外翼側の使用に
好適なものとすることができる。
のにできるとともに、ピッチングモーメントを従来のブ
レード用翼型と同様に、きわめて零に近い小さいものに
することができ、ヘリコプタブレードの外翼側の使用に
好適なものとすることができる。
【図１】本発明のブレード用翼型と従来のブレード用翼
型との比較を示す翼型断面図
型との比較を示す翼型断面図
【図２】本発明のブレード用翼型の実施の第１形態を示
す翼型断面図
す翼型断面図
【図３】本発明のブレード用翼型の実施の第２形態を示
す翼型断面図
す翼型断面図
【図４】従来のブレード用翼型並びに実施の第１形態お
よび実施の第２形態のブレード用翼型の最大揚力係数と
抵抗発散マッハ数の関係を示す図
よび実施の第２形態のブレード用翼型の最大揚力係数と
抵抗発散マッハ数の関係を示す図
【図５】従来のブレード用翼型のうち、ＮＡＣＡ００Ｘ
Ｘ系の翼型断面図
Ｘ系の翼型断面図
【図６】ブレード用翼型に働く空気力を示す図
【図７】ヘリコプタの前進飛行時のブレードの作動を示
す図
す図
【符号の説明】
０１…翼型
０２…上面
０３…下面
０４…前縁
０５…後縁
０６…ブレード
０７…ヘリコプタ
１…翼型（実施の第１形態）
２…翼型（実施の第２形態）
ａ0 ，ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 ，ａ6 …係数
ｙ…翼厚方向座標
ｘ…翼弦方向座標
Ｃ…翼弦長
ＣＬ…翼弦線
ｔ…翼厚比
Ｃl …揚力係数
Ｃlmax…最大揚力係数
Ｃd …抵抗係数
Ｃm …ピッチングモーメント係数
ＣＰ…空力中心
Ｆ…前進速度
Ｒ…回転速度
Ｖ…対気速度
α…迎角
Ｍ…マッハ数
Ｍdd…抵抗発散マッハ数
Ｌ…揚力
Ｄ…抗力（抵抗）
Ｍ…ピッチングモーメント
ρ…空気密度
Ａ…大気の流れ方向
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(56)参考文献 特開2000−238697（ＪＰ，Ａ)
特開2000−103398（ＪＰ，Ａ)
特開 平11−124093（ＪＰ，Ａ)
特開 平11−91692（ＪＰ，Ａ)
特開 平10−226397（ＪＰ，Ａ)
特開 平９−240593（ＪＰ，Ａ)
特開 平８−40392（ＪＰ，Ａ)
特開 平４−358995（ＪＰ，Ａ)
特開 昭63−64894（ＪＰ，Ａ)
特開 昭61−181799（ＪＰ，Ａ)
特開 昭59−134096（ＪＰ，Ａ)
特開 平８−20392（ＪＰ，Ａ)
実開 平６−27499（ＪＰ，Ｕ)
(58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名)
B64C 27/467
B64C 11/18
Claims (2)
- 【請求項１】 翼型の各スパン方向の各翼弦方向位置で
の翼厚さが下記に示す数１の式で表わされ、前記数１の
式中の係数ａ0 ，ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 および
ａ6 が、表１に示す数値にされていることを特徴とする
ブレード用翼型。 【数１】 但し、ｙは翼厚方向座標、ｘは翼弦方向座標、ｃは翼弦
長、ｔは翼型の最大翼厚と翼弦長ｃとの比である、翼厚
比（％）をそれぞれ示すものとする。 【表１】 - 【請求項２】 翼型の各スパン方向の各翼弦方向位置で
の翼厚さが下記に示す数２の式で表わされ、前記数２の
式中の係数ａ0 ，ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 および
ａ6 が、表２に示す数値にされていることを特徴とする
ブレード用翼型。 【数２】 但し、ｙは翼厚方向座標、ｘは翼弦方向座標、ｃは翼弦
長、ｔは翼型の最大翼厚と翼弦長ｃとの比である、翼厚
比（％）をそれぞれ示すものとする。 【表２】
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000053827A JP3472799B2 (ja) | 2000-02-29 | 2000-02-29 | ブレード用翼型 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000053827A JP3472799B2 (ja) | 2000-02-29 | 2000-02-29 | ブレード用翼型 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001239997A JP2001239997A (ja) | 2001-09-04 |
| JP3472799B2 true JP3472799B2 (ja) | 2003-12-02 |
Family
ID=18575158
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000053827A Expired - Lifetime JP3472799B2 (ja) | 2000-02-29 | 2000-02-29 | ブレード用翼型 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3472799B2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105486494A (zh) * | 2014-10-11 | 2016-04-13 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种被遮蔽翼面的载荷施加方法 |
| WO2018086204A1 (zh) * | 2016-11-11 | 2018-05-17 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 螺旋桨、动力组件及飞行器 |
| WO2020000686A1 (zh) * | 2018-06-26 | 2020-01-02 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 螺旋桨、动力组件及飞行器 |
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|---|---|---|---|---|
| US5911559A (en) * | 1997-09-16 | 1999-06-15 | United Technologies Corporation | Airfoiled blade for a propeller |
| JP4134132B2 (ja) * | 2005-09-28 | 2008-08-13 | 社団法人日本航空宇宙工業会 | ブレード翼型の設計方法 |
| KR100921574B1 (ko) | 2007-12-24 | 2009-10-12 | 한국항공우주연구원 | 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일 |
| CN102963522B (zh) * | 2012-10-31 | 2015-04-22 | 中国航天空气动力技术研究院 | 临近空间螺旋桨 |
| JP6653942B2 (ja) * | 2018-06-25 | 2020-02-26 | 株式会社エアロネクスト | 飛行体 |
| CN211442756U (zh) * | 2019-09-11 | 2020-09-08 | 深圳市道通智能航空技术有限公司 | 一种螺旋桨、动力组件及飞行器 |
| CN110489939A (zh) * | 2019-10-21 | 2019-11-22 | 辽宁壮龙无人机科技有限公司 | 一种螺旋桨设计的优化方法、优化装置及可读存储介质 |
| RU2769545C1 (ru) * | 2021-05-14 | 2022-04-04 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата |
-
2000
- 2000-02-29 JP JP2000053827A patent/JP3472799B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105486494A (zh) * | 2014-10-11 | 2016-04-13 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种被遮蔽翼面的载荷施加方法 |
| CN105486494B (zh) * | 2014-10-11 | 2018-07-24 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种被遮蔽翼面的载荷施加方法 |
| WO2018086204A1 (zh) * | 2016-11-11 | 2018-05-17 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 螺旋桨、动力组件及飞行器 |
| WO2020000686A1 (zh) * | 2018-06-26 | 2020-01-02 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 螺旋桨、动力组件及飞行器 |
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| Publication number | Publication date |
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| JP2001239997A (ja) | 2001-09-04 |
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