JP3641491B2 - 回転翼羽根 - Google Patents
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】
この発明は航空機の回転翼羽根、特に揚力乃至は推進力を生じるように動力源によって回転される回転翼羽根に関するものである。
【０００２】
以下の説明において、多くの説明が回転翼羽根の翼型形状の上面と下面に就いて行われる。これらの用語を規定する目的のために、翼型形状は、正の迎え角の時には揚力を生じる翼であるとみなされる。上面の上の流れにおいて、空気は圧力が低下するので、従って、上面は吸込面と呼ばれ、下面の流れでは、空気は圧力が増大するので、従って、下面は圧力面と呼ばれる。
【０００３】
【従来の技術】
動力駆動される回転翼羽根の１つの利用にヘリコプタが有り、この様な回転翼羽根は、垂直な軸心の周りにほぼ水平な平面内で回転する主回転翼と、水平な軸心周りにほぼ垂直な平面内で回転するアンチトルク尾部回転翼として使用される。
【０００４】
ヘリコプタの操縦範囲は回転翼羽根に使用される翼型形状の基本的空気力学的制限に従って限定される。
【０００５】
主回転翼の場合、作動回転円の前進扇形部の回転翼羽根によって生じる揚力（または推力）を後退扇形部のそれと平衡させることが必要である。これは、回転翼羽根が、後退羽根の時の低マッハ数で高迎え角と、前進羽根の時の高マッハ数で低または負の迎え角との両方でうまく働かねばならないことを意味している。したがって、同一翼型形状は、後退羽根における高失速角度と高い限定マッハ数の両方を有しなければならない。英国特許第１５３８０５５号明細書に記載される様に、改良された先端部平面図形配列なしの回転翼羽根にとっては、問題を或る程度解くことが出来ているが、その効果は翼型形状によって決められる。
【０００６】
後退羽根における翼型形状の分離境界の或る洞察の可能な改良先端部平面図形を持った回転翼羽根において、翼型形状は、分離を残し、回転翼作動円の後半で抗力を増加させる。動的ビードがこの領域内で高いために、抗力増大と失速は許容できないので、この様な羽根の翼型形状は中間マッハ数で高い性能を保持するものであらねばならない。
【０００７】
アンチトルク尾部回転翼における回転翼羽根の場合には、極度な高および低マッハ数性能条件は一層緩和されるが、中間マッハ数における高い性能は異なった翼型形状での空気力学的解決を必要とする最大重要事項である。
【０００８】
ヘリコプタの操縦範囲を広げる競争においては、主回転翼とアンチトルク尾部回転翼の両方の性能を増大するのが本質であり、３つの作動状況全部（低、中間および高マッハ数状況）を含む改善（トレードオフ）が要求される。設計者達は通常の翼型形状設計技術を用いてこの要求を達成するのが大いに困難であることを見出している。
【０００９】
周知の設計技術の発明者による徹底的な再検討は、ガーネイ（Ｇｕｒｎｅｙ）フラップとして知られる様に成った装置を見出した。この装置はレーシングカーの固定翼型面に使用するために開発され、設計の特徴と性能は米国宇宙航空学会、１９７８年９月発行の「ジャーナル・オブ・エアークラフト」第１５巻、９号、５４７〜５６１頁のロバート・エッチ・リーベックの“高揚力のための亜音速翼型の設計”に発表されている。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】
概略的に、ガーネイフラップは、後縁に沿って翼型の下面から突出する固定空気流偏向装置で、最大揚力係数（ＣLMAX）の増大と抗力の減少を利用のために関連する領域、すなわち、正の迎え角がリーベックによって提案されている。
【００１１】
この様な理由のために、この様な装置はヘリコプタの固定翼型尾部面に用いられており、水平面においては有効性を増大するか或は所要寸法を減少するように成し、垂直面においては高前進速度で尾部回転翼からの所要の推力を低減するように成す。この様な装置は、例えばヘリコプタの主回転翼の前進羽根により遭遇する高マッハ数で低／負迎え角状況の抗力の増大と組み合せられた受容できない羽根ピッチングモーメントを生じることが信じられたために、回転翼羽根に使用することが従来は考えられなかった。
【００１２】
併し、ガーネイフラップ型空気流偏向装置の従来調査されていない特徴と作動状況の本発明者達による詳細な調査は、不利な結果が殆ど或は全く伴わない回転翼羽根の性能を実際に改善する予期されないポテンシアルを再検討した。
【００１３】
従って、この発明の主な目的は、拡大された作動範囲を達成するよう回転翼羽根の性能を改善することにある。
【００１４】
この発明の別の目的は、高迎え角および低マッハ数で作動する回転翼羽根の推力特性を改善して、低または負の迎え角で作動する時に不利な結果が殆ど或は全く無く、また、中間マッハ数で翼型特性をも改善することによって主な目的を達成することにある。
【００１５】
この発明の他の目的は、羽根後縁における流れ状態に基づく変化量によって局部的にキャンバを増大する効果を有するように回転翼羽根の後縁に流れ偏向装置を用いて上述の目的を達成することにある。
【００１６】
【課題を解決するための手段】
従って、この発明は、根本端部と、羽根長さを決定する先端部を有し、羽根翼弦を定める前縁と後縁を有するとともに上面と下面によって接合された翼型形状を断面で成し、使用中の羽根が空気流に対して迎え角の範囲で作動すべく装着される航空機の回転翼羽根において、回転翼羽根は、翼型の後縁またはその付近の下面に、翼弦の約０．５〜１％の高さの長手方向に延びる固定の境界層流れ偏向装置を有する航空機の回転翼羽根を提供するものである。
【００１７】
流れ偏向装置は、回転翼羽根の長手方向寸法の全部または一部に亙って延びることが出来、下面と一体に形成でき、また下面に取付けることも出来る。
【００１８】
流れ偏向装置は、羽根の後縁で翼型の翼弦線とほぼ直角に下面から突出する固定条片から成ることが出来る。
【００１９】
また、流れ偏向装置は、羽根の後縁の部分の下面で翼型の局部的キャンバによって構成することが出来る。
【００２０】
流れ偏向装置の羽根先端部に向かう高さは、翼弦の１％であることが出来、且つ、その高さを羽根の長さ方向に沿って変えることが出来る。好適には、流れ偏向装置の高さは、羽根先端部に向かう高さが翼弦の約０.５〜１％とすることが出来、その高さを羽根の約７０〜１００％の長さにわたって形成することが出来る。
【００２１】
境界層流れ厚化装置は、回転翼羽根が低または負の迎え角で作動される時に境界層流れの厚さを厚くするように流れ偏向装置の上流の下面に設けることが出来る。
【００２２】
境界層流れ厚化装置は、翼型の下面に形成された局部的突部から形成するこが出来、且つ、凸状の突部で形成することが出来る。
【００２３】
流れ厚化装置は翼弦の約８０〜９０％の間にわたって配置することが出来る。
【００２４】
湾曲した条片は流れ偏向装置を羽根下面と一体にすることが出来る。
【００２５】
この発明に従った回転翼羽根は、揚力乃至は推進力を生じるように、例えば、ガスタービンエンジンの様な動力源によって回転すべく連結された複数個の羽根の組立体の１つの羽根であることが出来る。
【００２６】
この様な羽根組立体の１つの羽根において、羽根は固定翼航空機の様な航空機の推進力を生じるように、ほぼ水平な軸の周りに回転すべく連結されたプロペラ羽根であることができる。
【００２７】
別の羽根組立体において、回転翼羽根は、推進力を生じるように、ほぼ水平な軸の周りに羽根が回転する位置と、揚力を生じるように、ほぼ垂直な軸の周りに羽根が回転する位置との間で傾斜すべく設けられたプロップロータ用であることが出来る。
【００２８】
更に他の羽根組立体において、羽根は主回転翼のほぼ垂直な軸の周りに回転するヘリコプタ回転翼羽根とすることが出来る。
【００２９】
また別の羽根組体において、羽根はアンチトルク尾部回転翼のほぼ水平な軸の周りに回転するヘリコプタ回転翼羽根とすることが出来る。
【００３０】
この発明の別の態様において、この発明は、回転翼ボスに取付けるための根本端部と、羽根長さを決定する先端部と、羽根翼弦を定める前縁と後縁を有するとともに、上面と下面によって接合された翼型形状を断面で成し、使用中の羽根が、空気流に対して迎え角の範囲で作動すべく装着されているヘリコプタの回転翼羽根において、回転翼羽根は、下面の後縁またはそれに近接して羽根の長さ方向に延びるとともに翼弦に対してほぼ直角方向に突出する固定された流れ偏向装置を有し、この流れ偏向装置が、翼弦の約０．５〜１％であって、羽根が正の迎え角で作動するときには、下面の境界層流れを後縁から偏向させることによって回転翼羽根の揚力特性を改善するように、下面の境界層流れを通って突出し、羽根が低または負の迎え角で作動するときには、境界層流れに何らの実質的な影響も与えないように、下面の厚い境界層流れの中に沈むような高さを有することを特徴とするヘリコプタの回転翼羽根を提供するものである。
【００３１】
この発明を例により添付図面を参照して以下に詳細に説明しよう。
【００３２】
【実施例】
図１は、先に述べた参照文献においてリーベックにより試験された固定の対称的な翼型１０の断面図である。翼型１０は翼弦Ｃを画成すると共に上面１３と下面１４が連接する前縁１１と後縁１２を有し、翼型１０には、後縁１２に沿って下面１４から突出する固定フラップ１５を有するグルネイ型流れ偏向装置が設けられている。フラップ１５は１.２５％Ｃに対応する均一高さを有し、翼弦線１６にほぼ垂直に配置されている。
【００３３】
図２のＡ図、Ｂ図はリーベックから引用するグラフで、図１の翼型１０の試験結果を示している。これらの図は、試験によれば、フラップ１５により修正された翼型形状においては、正の迎え角αの範囲では揚力ＣLの顕著な増加と、抗力ＣDの減少を夫々示している。
【００３４】
図２のＣ図は再びリーベックからの引用で、正の迎え角における図１の装置の仮定の後縁流れ状態を示しており、また、流れが後縁１２から離れる時に１５ａで示される様にフラップ１５に向かって部分的に曲がることを示している。
【００３５】
リーベックの仕事の考察において、発明者達は、流れ偏向装置１５の組込みが、試験された正の迎え角αの範囲において全揚力曲線を実際に変化させ、かつ、図２のＡ図に示される様に、揚力曲線が迎え角αの減少に対して収斂することに注目した。これは、後縁１２における流れの機構（メカニズム）が迎え角により変化することを、発明者達に示唆し、彼らは、約２.５％Ｃに等しい高さを有する比較的大きな流れ偏向装置１５が取り付けられたヘリコプタの尾翼の翼型について或る試験を行った。
【００３６】
図３は、迎え角αの範囲で発生した揚力ＣLに関する試験結果を示すグラフである。かくして、リーベックの試験の実証において、正の迎え角で少なくとも３０％の最大揚力ＣLMAXの増大が指摘された。併し、発明者達は、負の迎え角で最大揚力ＣLMAXにおける流れ偏向装置の効果が非常に小さいことを見出した。これは、何等かの理由で、流れ偏向装置１５の効果が減少する迎え角αで低下することを発明者達に示したので、発明者達は境界層特性を研究することを決定した。
【００３７】
かくして、図４のＡ図に示される様に、正の迎え角αにおいて、翼型１０の下面１４に矢印１７により示される境界層は、ノーズ１１の下の淀み点から加速流れ域にある後縁１２に向かって直接流れる。従って、境界層１７は、境界層１７の厚さと同じ高さの流れ偏向装置１５のある、翼型１０の後縁１２に近づいた時には、薄く、活発であり、境界層１７を約９０°曲げ、後縁１２で下面１４を離れる空気をジェットとして集める。
【００３８】
翼型１０の上面１３で、境界層１８は、後縁１２に向かって流れる時に、ノーズ１１と不利な厳しい圧力勾配を乗り越えなければならない。従って、境界層１８は薄くて分離し易いが、流れ偏向装置１５によって生じる下面１４の境界層１７の偏向に基づいて１８ａで示される様に加速される。
【００３９】
後縁１２に高いキャンバを形成することによって生じる効果と同様な効果は、全体の揚力とモーメントの特性と共に翼型１０の零揚力角を設定する後縁１２における流れの角度に大きな変更を生じさせることである。
【００４０】
併し、発明者達は、翼型１０が図４のＢ図に示される負の迎え角で作動する時、下面１４の境界層１７（いまは吸気面として作用している）は厚くて不活発であり、流れ偏向装置１５の偏向効果は、後縁１２で境界層１７の近接面低エネルギ領域において消失するように成ることを見出した。
【００４１】
従って、発明者達は、図３に示される様に負の迎え角で最大負揚力ＣLMAX に近づく時に、高迎え角における揚力増大効果が何故翼型１０から消失するかを説明することが出来、比較的高い流れ偏向装置１５でさえも、厚い境界層１７内に沈む時には、その効果が消失されることが明らかになった。
【００４２】
揚力曲線の上述の変化は、流れ偏向装置１５が設けられた修正された翼型の揚力曲線傾斜が増大している図３に明確に示されている。これは、流れ偏向装置１５と迎え角に基づく境界層１７との間の相互作用に基づいて変化する零揚力角度の結果である。これは、一般的なスプリットフラップ装置が設けられた翼型と比較して、同じ値によって揚力係数の正負両方が失速値に影響し、揚力曲線傾斜は同じであるというのが大きな対照部分である。
【００４３】
図５は揚力ＣLに対する抗力ＣDを示し、図６は、基本的に変更されない翼型に対して２.５％Ｃに等しい高さの流れ偏向装置を有した、図３にて試験された変更翼型の迎え角αに対するピッチングモーメントＣMを示している。図５に示される様に、変更された翼型は低揚力で約０.０１５の全く均一な抗力ペナルティを示しており、図６では約−０ . １の負のピッチングモーメントペナルティが示され、これらのペナルティは、固定の翼型構造においては容認されるが回転翼羽根では全く容認できないものである。
【００４４】
併し、リーベックの試験（図２のＡ図、Ｂ図）が約１.２５％Ｃの高さの流れ偏向装置に対し実際の抗力減少が示されたことを思い出せば、高さに対する詳細な注意を回転羽根設計者が、ヘリコプタの回転翼羽根にこのような流れ偏向装置を適用することによって揚力の増大における抗力ペナルティや同量の利点を選ぶことが出来ることを発明者達が実感した。
【００４５】
迎え角αの範囲に関する流れ偏向装置のポテンシァルを確立するために、ポテンシァルが低および中マッハ数、特に、有害な影響なく高マッハ数で実現できるか否かを決めるのが重要である。この後者の特長は、通常の尾部荷重（例えばフラップ）または多量の分配された尾部キャンバ等の利用が知られているので、ピッチングモーメントと抗力に関する実行ペナルティのために、ヘリコプタ回転翼羽根の翼型においては除外されていたことが特に重要である。
【００４６】
併し、この発明の流れ偏向装置を境界層と同一寸法にすることを特記することが確認されているので、ローター推力の能力における十分な増大を得るために、ローター形状の他の発展と組み合わせて使用出来ることを発明者達は確認している。前進する羽根の示すマッハ０.７および負の迎え角で作動する既存の修正されないヘリコプタ回転翼羽根の翼型（ＲＡＥ９６４５）に関する計算が図７のＡ図に示されており、境界層の変位厚さに対して翼弦位置Ｘ／Ｃを示している。境界層の厚さが後縁に向かって約０.５％Ｃに対応する厚さに増大することをこの図は示している。これは約０.５％Ｃに等しい高さを有する流れ偏向装置がこの様な作動状態において厚い境界層に隠れてしまうことを発明者達に示している。
【００４７】
先に示した様に、この発明の流れ偏向装置は後縁に流れを付けて翼型の後部で荷重を増大するよう作用するために、前縁近くの流れ状態を大きく変えることなく与えられた迎え角で揚力を増大するように作用する。従って、低マッハ数においては、後縁分離の抑制のためと前縁分離に対する傾向のために揚力の増大は悪化しない。
【００４８】
この発明の流れ偏向装置は、先に説明した様に後縁に特別な部分的キャンバの配置の効果を有している。結果的なキャンバ線速度配分は前縁における流れ状態を変えない。また、同一の効果が中マッハ数であり、流れを制限する方法は上面ノーズ近くでの衝撃誘起による分離を含んでいる。従って、翼型の最大揚力は、衝撃が流れ偏向装置によって影響されるべく十分に後尾に動かされるところのマッハ数にまで、プラントルグラワート係数に従って増大される。
【００４９】
全体的効果は、マッハ数Ｍが増大される時に有害でない効果と組み合わせて図８に示される様に、重要な全マッハ数範囲（低マッハ数から中マッハ数）における最大揚力係数を増加させることである。
【００５０】
もし、上述の改良が従来の尾部荷重やキャンバを用いて試みられたならば、揚力が零にならなければならない前進羽根の性能（高マッハ数における）は低下される。零揚力を達成するために、負の付加的な荷重がキャンバに基づく正の理想的荷重を克服するように使用されねばならない。翼型前縁の下の高速度流れのピークは、強い衝撃、抗力増大、分離を誘起する衝撃等を増大する。後部のキャンバを大きくすればするほど、この問題は悪化し、緩和措置としてはノーズキャンバを低減することが通常で、部分的ノーズ形状の変更による問題の緩和の試みは、特に中間マッハ数での高揚力の性能の低下をもたらすものである。
【００５１】
高マッハ数（前進する羽根に適した）で零または負の揚力で近代の翼型を取り入れた回転羽根を作動する時に、ノーズ近くの翼型の下面に強い衝撃が有る。この衝撃は通常のノーズキャンバと負の零揚力角度に基づいて強力である。この様な回転羽根にこの発明の流れ偏向装置を組み込むと、衝撃は下面の境界層流れを厚くし、従って、厚い境界層流れがこのような結果を減少させるように流れ偏向装置を発展させる。従って、流れ偏向装置は衝撃強さを増大することなく、抗力を容認できる小さい値に維持する。この仕組みは先に説明した様に、低マッハ数で作動する時に負の高揚力で消滅する流れ偏向装置の作用によってもたらされることと同様である。
【００５２】
発明者達は、この発明の流れ偏向装置が取付けられた回転羽根における不利な結果を、特に、ヘリコプタ回転翼羽根への適用の場合に必要とされるように小さな寸法に維持されるならば、造波抗力と望まないピッチングモーメントの両方に関して他の方法で予期されるより一層小さくできることを理解している。
【００５３】
図９は翼弦Ｃを形成する前縁２０と後縁２１を有するヘリコプタ回転翼羽根１９を示している。羽根１９はロータボス（図示しない）に取付けるための根本端部３３と、羽根長さを決定する先端部３４とを有しており、根本端部の取付は、通常約２５％Ｃに位置するピッチ変更軸の回りでの羽根迎え角の変更を許すように行われる。
【００５４】
図１０のＡ図は、簡単な形状のこの発明に従って構成された回転翼羽根１９の断面図である。回転翼羽根１９は、翼弦Ｃを有する翼型形状を形成する上面２２と下面２３とによって接合される前縁２０と後縁２１とを有している。
【００５５】
回転翼羽根１９は、後縁２１に沿って設けられたこの発明に従った流れ偏向装置２４を有している。この実施例の流れ偏向装置２４は、羽根１９の後縁２１に沿って翼弦線２６とほぼ直角に下面２３から突出する適宜な金属または複合材料の薄い条片２５から構成されている。
【００５６】
また、発明者達は、翼型形状の下面２３の注意深い設計が、強い下面衝撃の開始の前にも流れ偏向装置２４の有益な効果を奏するように出来ること、および回転翼羽根の性能の一層大きな改良を行うためのポテンシャルを提供する図１０のＡ図に符号２５で示される流れ偏向装置を、下面の境界層流れが自然に厚くなるのを促進するように回転翼羽根に組み合わせることを考えた。
【００５７】
同様に増大された後部荷重が障害に成る状態の下で境界層流れ内に流れ偏向装置２５（或は突出するストリップまたは限定された後縁キャンバ）を隠すことが設計の目的として留意され、流れ偏向装置２５の不利な結果を弱めるように作用する下面後縁における厚い境界層流れを促進するように、流れ偏向装置２５の丁度上流の下面２３に手を加えることを発明者達は示した。
【００５８】
図１０のＢ図は、図１０のＡ図の回転翼羽根と同様な回転翼羽根１９を示しているが、回転翼羽根１９の下面２３の約８０〜９０％Ｃの間の、流れ偏向装置２５の上流に位置された凸状突部２７を含むように改良されている。凸状突部２７による下面の部分的増大曲線の領域の導入の目的は、低迎え角での流れ偏向装置２５の不利な結果を一層低減するように、後縁２１に向かう境界層空気流れを迅速に厚くすることを人工的に助長するように境界層空気流れを減速することである。
【００５９】
図１０のＣ図は、この発明の更に別の実施例を示しており、羽根全長にわたって後縁２１の直前に凹状面２９を設け、後縁２１における大きな局部的なキャンバ２８によって流れ偏向装置２４を形成している。この実施例は、局部的なキャンバ２８の上流側の下面２３に凸状突部２７が形成されている。
【００６０】
作動中は、図１０のＡ図にて説明した如くこの発明の回転翼羽根１９は、先に説明した理由のために、後退回転翼羽根において遭遇する様な高迎え角低マッハで作動中の揚力を増大するようなポテンシャルを設けると共に、主回転翼における前進羽根で遭遇する様な低または負の迎え角で高マッハ数で作動中の不利な結果を最小にすることができる。
【００６１】
上流側の凸状突部２７と協同する図１０のＢ図、Ｃ図の実施例に関して、境界層流れの変位厚さ（％Ｃ）に対する翼弦位置（Ｘ／Ｃ）を示す図７のＢ図に示される様に、本発明者達による計算は、境界層空気流れの急激な減速に基づく下面２３の後縁２１付近の境界層厚さの急激な増大が示されている。本発明者達は、流れの変位厚さが１％Ｃに急激に達し、下面のＨパラメーター（変位厚さに対する境界層モーメント厚さの比）が迎え角の部分的な後縁分離を示すことを見出した。更に、粘性および非粘性圧力分布の比較は、零揚力における角度の有効な減少を起こす下面の境界層流れを故意に厚くすることに基づく衝撃位置および強さの良好な変化を示す。図７のＢ図に示される計算は、図７のＡ図と同様な状態、すなわち、前進羽根の状態に関するもので、この様な実施例における流れ偏向装置２５または２８の高さが、前進羽根の性能を損なうことなく約１％Ｃ増大でき、後退羽根の揚力を一層改善することを本発明者達に示している。
【００６２】
この様な翼型形状における流れ偏向装置２５または２８の使用は先に説明した様に、高マッハ数で低または負の迎え角の状態で厚い境界層流れの中で変化するので、衝撃位置、造波抗力またはピッチングモーメントに殆ど不利な結果をもたらさない。
【００６３】
併し、本発明者達は、高マッハ数で低または負の迎え角状態において凸状突部２７と流れ偏向装置２５または２８の組み合わせから予期していなかった付加的な利点が起こることを見出した。従って、境界層流れが下面２３から約９０％Ｃ分離するように成り、流れ偏向装置２５または２８が結果的に分離された剪断層の再取付のための配置点を設けていることを本発明者達は見出した。局部的分離泡または非常に低エネルギの境界層流れが下面２３の流れ偏向装置２５または２８の前に形成され、この非粘性流れに関する限りは、翼型１９が９０％Ｃ領域内の下面の処理に基づくキャンバの効果を失うと共に、流れ偏向装置２５または２８自体に基づくキャンバ構成の効果を失うことを本発明者達は見出した。従って、造波抗力と尾部荷重の不利な結果を一層低減する低キャンバの一層薄い翼型と同様にこの翼型が作用する。
【００６４】
比較するに、低マッハ数で正の迎え角において、下面２３の凸状突部２７が境界層流れの厚さに殆ど効果が無く、従って、流れ偏向装置２５または２８だけの使用に関連した揚力強化特性が低下しないことを見出した。有効な後縁角度は流れ偏向装置２５または２８の影響によって増大され、上面に境界層流れが付着しているように残る。
【００６５】
先に検討した様に、ヘリコプタの回転翼羽根の翼型形状の設計は、意図する使用に従ってアンチトルク尾部回転翼か主回転翼のいずれかに一般に分けられる。後者の場合には、極端なマッハ数で強く特徴付けされるが、尾部回転翼の場合には、先端部状況や、この極端なマッハ数が設計を離れたところで起こること等が、空中停止飛行や操縦術に適合するよう中間マッハ数において翼型性能が最適化される。
【００６６】
本発明者達は、従って、この発明に従って構成された回転翼羽根がヘリコプタの主回転翼およびアンチトルク尾部回転翼の両方に付加的な推力を提供し、これによってこれら回転翼が取付けられるヘリコプタの操縦範囲を拡張することができて主目的を達成することを確信している。
【００６７】
ヘリコプタ尾部回転翼の回転翼羽根が失速境界付近の高推力値で度々作動されて一般にピッチを制限されるので、この発明の流れ偏向装置の有益な全効果が得られ、零揚力角度の変化が既存の尾部回転翼から特別な推力を生じるように付加的なピッチ範囲の制限に有効である。流れ偏向装置の有効性を最大にするために、ピッチングモーメントにおける効果を制限して、例えば高さや形状等の特徴を羽根の長さに沿って変えることが出来るので、これによって回転翼の空気力学的捩りを増大する。もし、尾部回転翼推力が、与えられた作動に必要なピッチの減少の如く、改良された性能から得られる利点よりも一層増大されると、付加的な動力が消費されるが、誘起された（推力従属の）動力が、抗力分散および失速から離れた限界の増大によって幾分か外らされることが理解される。
【００６８】
図１１は、運動限界が考慮される時に、尾部回転翼推力の改善が如何な具合に効果的に重積されるかを百分率で示している。同図は、横方向飛行速度Ｖに対して尾部回転翼推力Ｔを示しており、正常推力条件を３８で示す。また、３９は改良されない回転翼羽根を有する尾部回転翼の最大推力を示し、４０はこの発明に従った回転翼羽根を有する尾部回転翼の最大推力を示す。２つの飛行状態、すなわち空中停止状態Ａと、横方向飛行状態Ｂとが考えられる。改良しない回転翼羽根を有する尾部回転翼の各運動限界がＡ1、Ｂ1で示され、この発明に従った回転翼羽根を有する尾部回転翼の対応する運動限界がＡ2、Ｂ2で示される。本発明者達は、この発明の実施で、与えられた尾部回転翼に付加的に１０〜１５％の尾部回転翼推力を生じさせることが出来、従って、３０％迄運動限界を改善できるものと考えている。
【００６９】
また、本発明者達は、多くの型のヘリコプタの主回転翼羽根にこの発明が良好に適用できることを確信している。また、付加的な空気力学的捩りを設けて空中停止飛行効率を改善し、前進平面図形およびピッチングモーメントの考慮を補足するように後縁の流れ偏向装置による特性を回転翼羽根の長さに沿って変えることも出来る。
【００７０】
先に説明した様に、流れ偏向装置の高さは、前進羽根における抗力損失とピッチングモーメントを避けるために注意深く選ばれ、回転翼作動円（ディスク）の後退尾部扇形部分に必要な推力を生じるために十分に効果的である。これらの組み合った条件は、回転翼羽根におけるこの発明の流れ偏向装置の高さが、先端部に向かう羽根の外側部分、例えば、作動中に高マッハ数を経験する約７０％〜１００％の回転翼長さに延びる、確かな固定翼型形状に使用されている従来のものよりも十分に小さいことである。一般的には、回転翼羽根の外側部分の流れ偏向装置の高さは、試験と計算で０.５〜１.０％Ｃに成るように前進羽根の下面の境界層流れの厚さと同一値に成るが、上述の実施例では高さは羽根の長さにわたって変わり、内側部分の高さは１.０％を越えることが有る。後縁の流れ偏向装置と上流境界層厚化装置を組み合せる実施例は、この発明の翼型の適切な形状の選択に特に有効である。現代のヘリコプタ回転翼羽根の翼型形状と羽根の平面図形の特徴は初期の設計荷重における前進および後退羽根の変化する状態に良好に適合するが、この発明の流れ偏向装置が最小動力またはピッチングモーメントペナルティの１０％の回転翼推力の増大を生じるように出来ることが予期される。
【００７１】
この発明はヘリコプタの主回転翼とアンチトルク回転翼の回転翼羽根に適用される特別な例に就いて説明されてきたが、この発明に従った回転翼羽根は他の多くの利用に好適に使用できる。従って、水平軸の周りに回転する通常のプロペラ羽根や、推進力を生じるようにほぼ水平な軸の周りに羽根が回転される位置と、傾斜ロータまたは傾斜翼航空機に揚力を生じるようにほぼ垂直な軸の周りに羽根が回転される位置との間に傾斜すべく設けられたプロップロータ等が推力と揚力を生じる様に、動力源、例えばガスタービンエンジンによって回転連結された複数個の回転翼羽根の組立体の回転翼羽根に使用できる。
【００７２】
この発明の流れ偏向装置は金属や複合材の回転翼羽根の新しい部門の設計に勿論実施できるし、流れ偏向装置２５と上流側流れ厚化装置２７とを設けるよう後縁タブの適宜な曲げによる等で既存の特別な金属回転翼羽根に実施できる。
【００７３】
また、この発明は、適宜な接着または機械的手段によって羽根の表面に取付けられるように、後縁の流れ偏向装置と上流の流れ厚化装置とを特別に形成された条片の使用によって既存の回転翼羽根に改装して適用できる。図１２は、既存の回転翼羽根に取付けられるように符号３７によって同一に図示される取付条片の全て、すなわち、流れ偏向装置の幾つかの可能な形状を示している。これら流れ偏向装置の特徴は明らかであると確信するが、幾つかの変更が特に重要である。従って、羽根の下面と一体に成るよう図１２のＧ図、Ｈ図、Ｋ図の形状に符号３０で示される様に流れ偏向装置３７の上流側で湾曲した条片３０の使用は、下面の流れ偏向装置３７の上流側に形成される分離泡の効果を最小にするように使用でき、これによってこの状態の流れ偏向装置の有効性を改善して流れ偏向装置の高さを最小にすることが出来る。湾曲した条片３０は、付加的な取付部分を設けるように取付条片である流れ偏向装置３７（Ｇ、Ｈ）の一部とすることも出来るし、後縁の上面（Ｋ図の形状）に取付けられた流れ偏向装置３７の表面と一体に成るように用いる条片も形成できる。これは、図１２のＫ図、Ｊ図の形状の径方向上面後縁隅部３１の形成が効果的に出来る後縁上面の第３の形状変更の追加を成す別の変更を導く。この様な変更は、流れ偏向装置３７の効率の一層の改善に加えて羽根が低迎え角である時に後縁で上方に境界層流れを偏向させることによって有益と成る。この様な特徴は、後縁上面に取付けられた単一の折曲げた条片と一体にし（図１２のＫ図の形状）、分離条片や形状変更（Ｊ図の形状）の追加によって実施できる。また、補助の上流境界層厚化装置が、図１２のＪ図に符号３２で示される様に改装の目的で取付条片によって設けることが出来る。
【００７４】
この発明の幾つかの実施例が図示説明されたが、添付の請求の範囲に規定される様にこの発明の範囲から逸脱することなく種々の変更ができることが明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】 従来技術の流れ偏向装置を組み込んだ固定翼型形状の断面図である。
【図２】 Ａ図とＢ図は図１の装置の作動特性を夫々示すグラフで、Ｃ図は図１の装置の部分断面図で正の迎え角で仮定した後縁流れ状態を示す図である。
【図３】 修正および修正しない翼型構造の揚力特性を示すグラフである。
【図４】 Ａ図は後退ヘリコプタ回転翼羽根により夫々遭遇した正の迎え角とその状態における図３で試験した翼型構造において本発明者達によって達成された境界層流れ特性を示す図で、Ｂ図は前進ヘリコプタ回転翼羽根により夫々遭遇した低／負の迎え角とその状態における図３で試験した翼型構造において本発明者達によって達成された境界層流れ特性を示す図である。
【図５】 図３の試験した翼型の揚力と抗力特性を示すグラフである。
【図６】 図３の試験した翼型のピッチングモーメント特性を示すグラフである。
【図７】 Ａ図は既存のヘリコプタ回転翼羽根翼型形状の下面境界層厚さの計算を示すグラフで、Ｂ図はこの発明の別の実施例の下面境界層厚さを示す同様なグラフである。
【図８】 この発明に従って修正した翼型形状の改善した特性を示すグラフである。
【図９】 この発明に従って構成されヘリコプタ主回転翼に使用すべく出来る回転翼羽根の斜視図である。
【図１０】 Ａ図は図９のＡ−Ａ線に沿って矢印方向に見た断面図で、この発明に従った回転翼羽根の１つの実施例を示す図で、Ｂ図は同様にこの発明に従った回転翼羽根の別の実施例を示す断面図で、Ｃ図は同じくこの発明に従った回転翼発明の他の実施例を示す断面図である。
【図１１】 ヘリコプタのアンチトルク回転翼にこの発明に従った回転翼羽根を適用して有益なポテンシアルを示すグラフである。
【図１２】 Ａ、Ｂ、Ｃ、Ｄ、Ｅ、Ｆ、Ｇ、Ｈ、Ｊ、Ｋ図は既存の回転翼羽根にこの発明を実施した種々の流れ偏向装置を夫々示す図である。
【符号の説明】
１０ 翼型
１１ 前縁
１２ 後縁
１３ 上面
１４ 下面
１５ 流れ偏向装置
１６ 翼弦線
１７ 境界層流れ
１９ 回転翼羽根
２０ 前縁
２１ 後縁
２２ 上面
２３ 下面
２４ 流れ偏向装置
２５ 条片
２６ 翼弦線
２７ 凸状突部
２８ キャンバ
２９ 凹状突部
３０ 条片
３７ 流れ偏向装置
【産業上の利用分野】
この発明は航空機の回転翼羽根、特に揚力乃至は推進力を生じるように動力源によって回転される回転翼羽根に関するものである。
【０００２】
以下の説明において、多くの説明が回転翼羽根の翼型形状の上面と下面に就いて行われる。これらの用語を規定する目的のために、翼型形状は、正の迎え角の時には揚力を生じる翼であるとみなされる。上面の上の流れにおいて、空気は圧力が低下するので、従って、上面は吸込面と呼ばれ、下面の流れでは、空気は圧力が増大するので、従って、下面は圧力面と呼ばれる。
【０００３】
【従来の技術】
動力駆動される回転翼羽根の１つの利用にヘリコプタが有り、この様な回転翼羽根は、垂直な軸心の周りにほぼ水平な平面内で回転する主回転翼と、水平な軸心周りにほぼ垂直な平面内で回転するアンチトルク尾部回転翼として使用される。
【０００４】
ヘリコプタの操縦範囲は回転翼羽根に使用される翼型形状の基本的空気力学的制限に従って限定される。
【０００５】
主回転翼の場合、作動回転円の前進扇形部の回転翼羽根によって生じる揚力（または推力）を後退扇形部のそれと平衡させることが必要である。これは、回転翼羽根が、後退羽根の時の低マッハ数で高迎え角と、前進羽根の時の高マッハ数で低または負の迎え角との両方でうまく働かねばならないことを意味している。したがって、同一翼型形状は、後退羽根における高失速角度と高い限定マッハ数の両方を有しなければならない。英国特許第１５３８０５５号明細書に記載される様に、改良された先端部平面図形配列なしの回転翼羽根にとっては、問題を或る程度解くことが出来ているが、その効果は翼型形状によって決められる。
【０００６】
後退羽根における翼型形状の分離境界の或る洞察の可能な改良先端部平面図形を持った回転翼羽根において、翼型形状は、分離を残し、回転翼作動円の後半で抗力を増加させる。動的ビードがこの領域内で高いために、抗力増大と失速は許容できないので、この様な羽根の翼型形状は中間マッハ数で高い性能を保持するものであらねばならない。
【０００７】
アンチトルク尾部回転翼における回転翼羽根の場合には、極度な高および低マッハ数性能条件は一層緩和されるが、中間マッハ数における高い性能は異なった翼型形状での空気力学的解決を必要とする最大重要事項である。
【０００８】
ヘリコプタの操縦範囲を広げる競争においては、主回転翼とアンチトルク尾部回転翼の両方の性能を増大するのが本質であり、３つの作動状況全部（低、中間および高マッハ数状況）を含む改善（トレードオフ）が要求される。設計者達は通常の翼型形状設計技術を用いてこの要求を達成するのが大いに困難であることを見出している。
【０００９】
周知の設計技術の発明者による徹底的な再検討は、ガーネイ（Ｇｕｒｎｅｙ）フラップとして知られる様に成った装置を見出した。この装置はレーシングカーの固定翼型面に使用するために開発され、設計の特徴と性能は米国宇宙航空学会、１９７８年９月発行の「ジャーナル・オブ・エアークラフト」第１５巻、９号、５４７〜５６１頁のロバート・エッチ・リーベックの“高揚力のための亜音速翼型の設計”に発表されている。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】
概略的に、ガーネイフラップは、後縁に沿って翼型の下面から突出する固定空気流偏向装置で、最大揚力係数（ＣLMAX）の増大と抗力の減少を利用のために関連する領域、すなわち、正の迎え角がリーベックによって提案されている。
【００１１】
この様な理由のために、この様な装置はヘリコプタの固定翼型尾部面に用いられており、水平面においては有効性を増大するか或は所要寸法を減少するように成し、垂直面においては高前進速度で尾部回転翼からの所要の推力を低減するように成す。この様な装置は、例えばヘリコプタの主回転翼の前進羽根により遭遇する高マッハ数で低／負迎え角状況の抗力の増大と組み合せられた受容できない羽根ピッチングモーメントを生じることが信じられたために、回転翼羽根に使用することが従来は考えられなかった。
【００１２】
併し、ガーネイフラップ型空気流偏向装置の従来調査されていない特徴と作動状況の本発明者達による詳細な調査は、不利な結果が殆ど或は全く伴わない回転翼羽根の性能を実際に改善する予期されないポテンシアルを再検討した。
【００１３】
従って、この発明の主な目的は、拡大された作動範囲を達成するよう回転翼羽根の性能を改善することにある。
【００１４】
この発明の別の目的は、高迎え角および低マッハ数で作動する回転翼羽根の推力特性を改善して、低または負の迎え角で作動する時に不利な結果が殆ど或は全く無く、また、中間マッハ数で翼型特性をも改善することによって主な目的を達成することにある。
【００１５】
この発明の他の目的は、羽根後縁における流れ状態に基づく変化量によって局部的にキャンバを増大する効果を有するように回転翼羽根の後縁に流れ偏向装置を用いて上述の目的を達成することにある。
【００１６】
【課題を解決するための手段】
従って、この発明は、根本端部と、羽根長さを決定する先端部を有し、羽根翼弦を定める前縁と後縁を有するとともに上面と下面によって接合された翼型形状を断面で成し、使用中の羽根が空気流に対して迎え角の範囲で作動すべく装着される航空機の回転翼羽根において、回転翼羽根は、翼型の後縁またはその付近の下面に、翼弦の約０．５〜１％の高さの長手方向に延びる固定の境界層流れ偏向装置を有する航空機の回転翼羽根を提供するものである。
【００１７】
流れ偏向装置は、回転翼羽根の長手方向寸法の全部または一部に亙って延びることが出来、下面と一体に形成でき、また下面に取付けることも出来る。
【００１８】
流れ偏向装置は、羽根の後縁で翼型の翼弦線とほぼ直角に下面から突出する固定条片から成ることが出来る。
【００１９】
また、流れ偏向装置は、羽根の後縁の部分の下面で翼型の局部的キャンバによって構成することが出来る。
【００２０】
流れ偏向装置の羽根先端部に向かう高さは、翼弦の１％であることが出来、且つ、その高さを羽根の長さ方向に沿って変えることが出来る。好適には、流れ偏向装置の高さは、羽根先端部に向かう高さが翼弦の約０.５〜１％とすることが出来、その高さを羽根の約７０〜１００％の長さにわたって形成することが出来る。
【００２１】
境界層流れ厚化装置は、回転翼羽根が低または負の迎え角で作動される時に境界層流れの厚さを厚くするように流れ偏向装置の上流の下面に設けることが出来る。
【００２２】
境界層流れ厚化装置は、翼型の下面に形成された局部的突部から形成するこが出来、且つ、凸状の突部で形成することが出来る。
【００２３】
流れ厚化装置は翼弦の約８０〜９０％の間にわたって配置することが出来る。
【００２４】
湾曲した条片は流れ偏向装置を羽根下面と一体にすることが出来る。
【００２５】
この発明に従った回転翼羽根は、揚力乃至は推進力を生じるように、例えば、ガスタービンエンジンの様な動力源によって回転すべく連結された複数個の羽根の組立体の１つの羽根であることが出来る。
【００２６】
この様な羽根組立体の１つの羽根において、羽根は固定翼航空機の様な航空機の推進力を生じるように、ほぼ水平な軸の周りに回転すべく連結されたプロペラ羽根であることができる。
【００２７】
別の羽根組立体において、回転翼羽根は、推進力を生じるように、ほぼ水平な軸の周りに羽根が回転する位置と、揚力を生じるように、ほぼ垂直な軸の周りに羽根が回転する位置との間で傾斜すべく設けられたプロップロータ用であることが出来る。
【００２８】
更に他の羽根組立体において、羽根は主回転翼のほぼ垂直な軸の周りに回転するヘリコプタ回転翼羽根とすることが出来る。
【００２９】
また別の羽根組体において、羽根はアンチトルク尾部回転翼のほぼ水平な軸の周りに回転するヘリコプタ回転翼羽根とすることが出来る。
【００３０】
この発明の別の態様において、この発明は、回転翼ボスに取付けるための根本端部と、羽根長さを決定する先端部と、羽根翼弦を定める前縁と後縁を有するとともに、上面と下面によって接合された翼型形状を断面で成し、使用中の羽根が、空気流に対して迎え角の範囲で作動すべく装着されているヘリコプタの回転翼羽根において、回転翼羽根は、下面の後縁またはそれに近接して羽根の長さ方向に延びるとともに翼弦に対してほぼ直角方向に突出する固定された流れ偏向装置を有し、この流れ偏向装置が、翼弦の約０．５〜１％であって、羽根が正の迎え角で作動するときには、下面の境界層流れを後縁から偏向させることによって回転翼羽根の揚力特性を改善するように、下面の境界層流れを通って突出し、羽根が低または負の迎え角で作動するときには、境界層流れに何らの実質的な影響も与えないように、下面の厚い境界層流れの中に沈むような高さを有することを特徴とするヘリコプタの回転翼羽根を提供するものである。
【００３１】
この発明を例により添付図面を参照して以下に詳細に説明しよう。
【００３２】
【実施例】
図１は、先に述べた参照文献においてリーベックにより試験された固定の対称的な翼型１０の断面図である。翼型１０は翼弦Ｃを画成すると共に上面１３と下面１４が連接する前縁１１と後縁１２を有し、翼型１０には、後縁１２に沿って下面１４から突出する固定フラップ１５を有するグルネイ型流れ偏向装置が設けられている。フラップ１５は１.２５％Ｃに対応する均一高さを有し、翼弦線１６にほぼ垂直に配置されている。
【００３３】
図２のＡ図、Ｂ図はリーベックから引用するグラフで、図１の翼型１０の試験結果を示している。これらの図は、試験によれば、フラップ１５により修正された翼型形状においては、正の迎え角αの範囲では揚力ＣLの顕著な増加と、抗力ＣDの減少を夫々示している。
【００３４】
図２のＣ図は再びリーベックからの引用で、正の迎え角における図１の装置の仮定の後縁流れ状態を示しており、また、流れが後縁１２から離れる時に１５ａで示される様にフラップ１５に向かって部分的に曲がることを示している。
【００３５】
リーベックの仕事の考察において、発明者達は、流れ偏向装置１５の組込みが、試験された正の迎え角αの範囲において全揚力曲線を実際に変化させ、かつ、図２のＡ図に示される様に、揚力曲線が迎え角αの減少に対して収斂することに注目した。これは、後縁１２における流れの機構（メカニズム）が迎え角により変化することを、発明者達に示唆し、彼らは、約２.５％Ｃに等しい高さを有する比較的大きな流れ偏向装置１５が取り付けられたヘリコプタの尾翼の翼型について或る試験を行った。
【００３６】
図３は、迎え角αの範囲で発生した揚力ＣLに関する試験結果を示すグラフである。かくして、リーベックの試験の実証において、正の迎え角で少なくとも３０％の最大揚力ＣLMAXの増大が指摘された。併し、発明者達は、負の迎え角で最大揚力ＣLMAXにおける流れ偏向装置の効果が非常に小さいことを見出した。これは、何等かの理由で、流れ偏向装置１５の効果が減少する迎え角αで低下することを発明者達に示したので、発明者達は境界層特性を研究することを決定した。
【００３７】
かくして、図４のＡ図に示される様に、正の迎え角αにおいて、翼型１０の下面１４に矢印１７により示される境界層は、ノーズ１１の下の淀み点から加速流れ域にある後縁１２に向かって直接流れる。従って、境界層１７は、境界層１７の厚さと同じ高さの流れ偏向装置１５のある、翼型１０の後縁１２に近づいた時には、薄く、活発であり、境界層１７を約９０°曲げ、後縁１２で下面１４を離れる空気をジェットとして集める。
【００３８】
翼型１０の上面１３で、境界層１８は、後縁１２に向かって流れる時に、ノーズ１１と不利な厳しい圧力勾配を乗り越えなければならない。従って、境界層１８は薄くて分離し易いが、流れ偏向装置１５によって生じる下面１４の境界層１７の偏向に基づいて１８ａで示される様に加速される。
【００３９】
後縁１２に高いキャンバを形成することによって生じる効果と同様な効果は、全体の揚力とモーメントの特性と共に翼型１０の零揚力角を設定する後縁１２における流れの角度に大きな変更を生じさせることである。
【００４０】
併し、発明者達は、翼型１０が図４のＢ図に示される負の迎え角で作動する時、下面１４の境界層１７（いまは吸気面として作用している）は厚くて不活発であり、流れ偏向装置１５の偏向効果は、後縁１２で境界層１７の近接面低エネルギ領域において消失するように成ることを見出した。
【００４１】
従って、発明者達は、図３に示される様に負の迎え角で最大負揚力ＣLMAX に近づく時に、高迎え角における揚力増大効果が何故翼型１０から消失するかを説明することが出来、比較的高い流れ偏向装置１５でさえも、厚い境界層１７内に沈む時には、その効果が消失されることが明らかになった。
【００４２】
揚力曲線の上述の変化は、流れ偏向装置１５が設けられた修正された翼型の揚力曲線傾斜が増大している図３に明確に示されている。これは、流れ偏向装置１５と迎え角に基づく境界層１７との間の相互作用に基づいて変化する零揚力角度の結果である。これは、一般的なスプリットフラップ装置が設けられた翼型と比較して、同じ値によって揚力係数の正負両方が失速値に影響し、揚力曲線傾斜は同じであるというのが大きな対照部分である。
【００４３】
図５は揚力ＣLに対する抗力ＣDを示し、図６は、基本的に変更されない翼型に対して２.５％Ｃに等しい高さの流れ偏向装置を有した、図３にて試験された変更翼型の迎え角αに対するピッチングモーメントＣMを示している。図５に示される様に、変更された翼型は低揚力で約０.０１５の全く均一な抗力ペナルティを示しており、図６では約−０ . １の負のピッチングモーメントペナルティが示され、これらのペナルティは、固定の翼型構造においては容認されるが回転翼羽根では全く容認できないものである。
【００４４】
併し、リーベックの試験（図２のＡ図、Ｂ図）が約１.２５％Ｃの高さの流れ偏向装置に対し実際の抗力減少が示されたことを思い出せば、高さに対する詳細な注意を回転羽根設計者が、ヘリコプタの回転翼羽根にこのような流れ偏向装置を適用することによって揚力の増大における抗力ペナルティや同量の利点を選ぶことが出来ることを発明者達が実感した。
【００４５】
迎え角αの範囲に関する流れ偏向装置のポテンシァルを確立するために、ポテンシァルが低および中マッハ数、特に、有害な影響なく高マッハ数で実現できるか否かを決めるのが重要である。この後者の特長は、通常の尾部荷重（例えばフラップ）または多量の分配された尾部キャンバ等の利用が知られているので、ピッチングモーメントと抗力に関する実行ペナルティのために、ヘリコプタ回転翼羽根の翼型においては除外されていたことが特に重要である。
【００４６】
併し、この発明の流れ偏向装置を境界層と同一寸法にすることを特記することが確認されているので、ローター推力の能力における十分な増大を得るために、ローター形状の他の発展と組み合わせて使用出来ることを発明者達は確認している。前進する羽根の示すマッハ０.７および負の迎え角で作動する既存の修正されないヘリコプタ回転翼羽根の翼型（ＲＡＥ９６４５）に関する計算が図７のＡ図に示されており、境界層の変位厚さに対して翼弦位置Ｘ／Ｃを示している。境界層の厚さが後縁に向かって約０.５％Ｃに対応する厚さに増大することをこの図は示している。これは約０.５％Ｃに等しい高さを有する流れ偏向装置がこの様な作動状態において厚い境界層に隠れてしまうことを発明者達に示している。
【００４７】
先に示した様に、この発明の流れ偏向装置は後縁に流れを付けて翼型の後部で荷重を増大するよう作用するために、前縁近くの流れ状態を大きく変えることなく与えられた迎え角で揚力を増大するように作用する。従って、低マッハ数においては、後縁分離の抑制のためと前縁分離に対する傾向のために揚力の増大は悪化しない。
【００４８】
この発明の流れ偏向装置は、先に説明した様に後縁に特別な部分的キャンバの配置の効果を有している。結果的なキャンバ線速度配分は前縁における流れ状態を変えない。また、同一の効果が中マッハ数であり、流れを制限する方法は上面ノーズ近くでの衝撃誘起による分離を含んでいる。従って、翼型の最大揚力は、衝撃が流れ偏向装置によって影響されるべく十分に後尾に動かされるところのマッハ数にまで、プラントルグラワート係数に従って増大される。
【００４９】
全体的効果は、マッハ数Ｍが増大される時に有害でない効果と組み合わせて図８に示される様に、重要な全マッハ数範囲（低マッハ数から中マッハ数）における最大揚力係数を増加させることである。
【００５０】
もし、上述の改良が従来の尾部荷重やキャンバを用いて試みられたならば、揚力が零にならなければならない前進羽根の性能（高マッハ数における）は低下される。零揚力を達成するために、負の付加的な荷重がキャンバに基づく正の理想的荷重を克服するように使用されねばならない。翼型前縁の下の高速度流れのピークは、強い衝撃、抗力増大、分離を誘起する衝撃等を増大する。後部のキャンバを大きくすればするほど、この問題は悪化し、緩和措置としてはノーズキャンバを低減することが通常で、部分的ノーズ形状の変更による問題の緩和の試みは、特に中間マッハ数での高揚力の性能の低下をもたらすものである。
【００５１】
高マッハ数（前進する羽根に適した）で零または負の揚力で近代の翼型を取り入れた回転羽根を作動する時に、ノーズ近くの翼型の下面に強い衝撃が有る。この衝撃は通常のノーズキャンバと負の零揚力角度に基づいて強力である。この様な回転羽根にこの発明の流れ偏向装置を組み込むと、衝撃は下面の境界層流れを厚くし、従って、厚い境界層流れがこのような結果を減少させるように流れ偏向装置を発展させる。従って、流れ偏向装置は衝撃強さを増大することなく、抗力を容認できる小さい値に維持する。この仕組みは先に説明した様に、低マッハ数で作動する時に負の高揚力で消滅する流れ偏向装置の作用によってもたらされることと同様である。
【００５２】
発明者達は、この発明の流れ偏向装置が取付けられた回転羽根における不利な結果を、特に、ヘリコプタ回転翼羽根への適用の場合に必要とされるように小さな寸法に維持されるならば、造波抗力と望まないピッチングモーメントの両方に関して他の方法で予期されるより一層小さくできることを理解している。
【００５３】
図９は翼弦Ｃを形成する前縁２０と後縁２１を有するヘリコプタ回転翼羽根１９を示している。羽根１９はロータボス（図示しない）に取付けるための根本端部３３と、羽根長さを決定する先端部３４とを有しており、根本端部の取付は、通常約２５％Ｃに位置するピッチ変更軸の回りでの羽根迎え角の変更を許すように行われる。
【００５４】
図１０のＡ図は、簡単な形状のこの発明に従って構成された回転翼羽根１９の断面図である。回転翼羽根１９は、翼弦Ｃを有する翼型形状を形成する上面２２と下面２３とによって接合される前縁２０と後縁２１とを有している。
【００５５】
回転翼羽根１９は、後縁２１に沿って設けられたこの発明に従った流れ偏向装置２４を有している。この実施例の流れ偏向装置２４は、羽根１９の後縁２１に沿って翼弦線２６とほぼ直角に下面２３から突出する適宜な金属または複合材料の薄い条片２５から構成されている。
【００５６】
また、発明者達は、翼型形状の下面２３の注意深い設計が、強い下面衝撃の開始の前にも流れ偏向装置２４の有益な効果を奏するように出来ること、および回転翼羽根の性能の一層大きな改良を行うためのポテンシャルを提供する図１０のＡ図に符号２５で示される流れ偏向装置を、下面の境界層流れが自然に厚くなるのを促進するように回転翼羽根に組み合わせることを考えた。
【００５７】
同様に増大された後部荷重が障害に成る状態の下で境界層流れ内に流れ偏向装置２５（或は突出するストリップまたは限定された後縁キャンバ）を隠すことが設計の目的として留意され、流れ偏向装置２５の不利な結果を弱めるように作用する下面後縁における厚い境界層流れを促進するように、流れ偏向装置２５の丁度上流の下面２３に手を加えることを発明者達は示した。
【００５８】
図１０のＢ図は、図１０のＡ図の回転翼羽根と同様な回転翼羽根１９を示しているが、回転翼羽根１９の下面２３の約８０〜９０％Ｃの間の、流れ偏向装置２５の上流に位置された凸状突部２７を含むように改良されている。凸状突部２７による下面の部分的増大曲線の領域の導入の目的は、低迎え角での流れ偏向装置２５の不利な結果を一層低減するように、後縁２１に向かう境界層空気流れを迅速に厚くすることを人工的に助長するように境界層空気流れを減速することである。
【００５９】
図１０のＣ図は、この発明の更に別の実施例を示しており、羽根全長にわたって後縁２１の直前に凹状面２９を設け、後縁２１における大きな局部的なキャンバ２８によって流れ偏向装置２４を形成している。この実施例は、局部的なキャンバ２８の上流側の下面２３に凸状突部２７が形成されている。
【００６０】
作動中は、図１０のＡ図にて説明した如くこの発明の回転翼羽根１９は、先に説明した理由のために、後退回転翼羽根において遭遇する様な高迎え角低マッハで作動中の揚力を増大するようなポテンシャルを設けると共に、主回転翼における前進羽根で遭遇する様な低または負の迎え角で高マッハ数で作動中の不利な結果を最小にすることができる。
【００６１】
上流側の凸状突部２７と協同する図１０のＢ図、Ｃ図の実施例に関して、境界層流れの変位厚さ（％Ｃ）に対する翼弦位置（Ｘ／Ｃ）を示す図７のＢ図に示される様に、本発明者達による計算は、境界層空気流れの急激な減速に基づく下面２３の後縁２１付近の境界層厚さの急激な増大が示されている。本発明者達は、流れの変位厚さが１％Ｃに急激に達し、下面のＨパラメーター（変位厚さに対する境界層モーメント厚さの比）が迎え角の部分的な後縁分離を示すことを見出した。更に、粘性および非粘性圧力分布の比較は、零揚力における角度の有効な減少を起こす下面の境界層流れを故意に厚くすることに基づく衝撃位置および強さの良好な変化を示す。図７のＢ図に示される計算は、図７のＡ図と同様な状態、すなわち、前進羽根の状態に関するもので、この様な実施例における流れ偏向装置２５または２８の高さが、前進羽根の性能を損なうことなく約１％Ｃ増大でき、後退羽根の揚力を一層改善することを本発明者達に示している。
【００６２】
この様な翼型形状における流れ偏向装置２５または２８の使用は先に説明した様に、高マッハ数で低または負の迎え角の状態で厚い境界層流れの中で変化するので、衝撃位置、造波抗力またはピッチングモーメントに殆ど不利な結果をもたらさない。
【００６３】
併し、本発明者達は、高マッハ数で低または負の迎え角状態において凸状突部２７と流れ偏向装置２５または２８の組み合わせから予期していなかった付加的な利点が起こることを見出した。従って、境界層流れが下面２３から約９０％Ｃ分離するように成り、流れ偏向装置２５または２８が結果的に分離された剪断層の再取付のための配置点を設けていることを本発明者達は見出した。局部的分離泡または非常に低エネルギの境界層流れが下面２３の流れ偏向装置２５または２８の前に形成され、この非粘性流れに関する限りは、翼型１９が９０％Ｃ領域内の下面の処理に基づくキャンバの効果を失うと共に、流れ偏向装置２５または２８自体に基づくキャンバ構成の効果を失うことを本発明者達は見出した。従って、造波抗力と尾部荷重の不利な結果を一層低減する低キャンバの一層薄い翼型と同様にこの翼型が作用する。
【００６４】
比較するに、低マッハ数で正の迎え角において、下面２３の凸状突部２７が境界層流れの厚さに殆ど効果が無く、従って、流れ偏向装置２５または２８だけの使用に関連した揚力強化特性が低下しないことを見出した。有効な後縁角度は流れ偏向装置２５または２８の影響によって増大され、上面に境界層流れが付着しているように残る。
【００６５】
先に検討した様に、ヘリコプタの回転翼羽根の翼型形状の設計は、意図する使用に従ってアンチトルク尾部回転翼か主回転翼のいずれかに一般に分けられる。後者の場合には、極端なマッハ数で強く特徴付けされるが、尾部回転翼の場合には、先端部状況や、この極端なマッハ数が設計を離れたところで起こること等が、空中停止飛行や操縦術に適合するよう中間マッハ数において翼型性能が最適化される。
【００６６】
本発明者達は、従って、この発明に従って構成された回転翼羽根がヘリコプタの主回転翼およびアンチトルク尾部回転翼の両方に付加的な推力を提供し、これによってこれら回転翼が取付けられるヘリコプタの操縦範囲を拡張することができて主目的を達成することを確信している。
【００６７】
ヘリコプタ尾部回転翼の回転翼羽根が失速境界付近の高推力値で度々作動されて一般にピッチを制限されるので、この発明の流れ偏向装置の有益な全効果が得られ、零揚力角度の変化が既存の尾部回転翼から特別な推力を生じるように付加的なピッチ範囲の制限に有効である。流れ偏向装置の有効性を最大にするために、ピッチングモーメントにおける効果を制限して、例えば高さや形状等の特徴を羽根の長さに沿って変えることが出来るので、これによって回転翼の空気力学的捩りを増大する。もし、尾部回転翼推力が、与えられた作動に必要なピッチの減少の如く、改良された性能から得られる利点よりも一層増大されると、付加的な動力が消費されるが、誘起された（推力従属の）動力が、抗力分散および失速から離れた限界の増大によって幾分か外らされることが理解される。
【００６８】
図１１は、運動限界が考慮される時に、尾部回転翼推力の改善が如何な具合に効果的に重積されるかを百分率で示している。同図は、横方向飛行速度Ｖに対して尾部回転翼推力Ｔを示しており、正常推力条件を３８で示す。また、３９は改良されない回転翼羽根を有する尾部回転翼の最大推力を示し、４０はこの発明に従った回転翼羽根を有する尾部回転翼の最大推力を示す。２つの飛行状態、すなわち空中停止状態Ａと、横方向飛行状態Ｂとが考えられる。改良しない回転翼羽根を有する尾部回転翼の各運動限界がＡ1、Ｂ1で示され、この発明に従った回転翼羽根を有する尾部回転翼の対応する運動限界がＡ2、Ｂ2で示される。本発明者達は、この発明の実施で、与えられた尾部回転翼に付加的に１０〜１５％の尾部回転翼推力を生じさせることが出来、従って、３０％迄運動限界を改善できるものと考えている。
【００６９】
また、本発明者達は、多くの型のヘリコプタの主回転翼羽根にこの発明が良好に適用できることを確信している。また、付加的な空気力学的捩りを設けて空中停止飛行効率を改善し、前進平面図形およびピッチングモーメントの考慮を補足するように後縁の流れ偏向装置による特性を回転翼羽根の長さに沿って変えることも出来る。
【００７０】
先に説明した様に、流れ偏向装置の高さは、前進羽根における抗力損失とピッチングモーメントを避けるために注意深く選ばれ、回転翼作動円（ディスク）の後退尾部扇形部分に必要な推力を生じるために十分に効果的である。これらの組み合った条件は、回転翼羽根におけるこの発明の流れ偏向装置の高さが、先端部に向かう羽根の外側部分、例えば、作動中に高マッハ数を経験する約７０％〜１００％の回転翼長さに延びる、確かな固定翼型形状に使用されている従来のものよりも十分に小さいことである。一般的には、回転翼羽根の外側部分の流れ偏向装置の高さは、試験と計算で０.５〜１.０％Ｃに成るように前進羽根の下面の境界層流れの厚さと同一値に成るが、上述の実施例では高さは羽根の長さにわたって変わり、内側部分の高さは１.０％を越えることが有る。後縁の流れ偏向装置と上流境界層厚化装置を組み合せる実施例は、この発明の翼型の適切な形状の選択に特に有効である。現代のヘリコプタ回転翼羽根の翼型形状と羽根の平面図形の特徴は初期の設計荷重における前進および後退羽根の変化する状態に良好に適合するが、この発明の流れ偏向装置が最小動力またはピッチングモーメントペナルティの１０％の回転翼推力の増大を生じるように出来ることが予期される。
【００７１】
この発明はヘリコプタの主回転翼とアンチトルク回転翼の回転翼羽根に適用される特別な例に就いて説明されてきたが、この発明に従った回転翼羽根は他の多くの利用に好適に使用できる。従って、水平軸の周りに回転する通常のプロペラ羽根や、推進力を生じるようにほぼ水平な軸の周りに羽根が回転される位置と、傾斜ロータまたは傾斜翼航空機に揚力を生じるようにほぼ垂直な軸の周りに羽根が回転される位置との間に傾斜すべく設けられたプロップロータ等が推力と揚力を生じる様に、動力源、例えばガスタービンエンジンによって回転連結された複数個の回転翼羽根の組立体の回転翼羽根に使用できる。
【００７２】
この発明の流れ偏向装置は金属や複合材の回転翼羽根の新しい部門の設計に勿論実施できるし、流れ偏向装置２５と上流側流れ厚化装置２７とを設けるよう後縁タブの適宜な曲げによる等で既存の特別な金属回転翼羽根に実施できる。
【００７３】
また、この発明は、適宜な接着または機械的手段によって羽根の表面に取付けられるように、後縁の流れ偏向装置と上流の流れ厚化装置とを特別に形成された条片の使用によって既存の回転翼羽根に改装して適用できる。図１２は、既存の回転翼羽根に取付けられるように符号３７によって同一に図示される取付条片の全て、すなわち、流れ偏向装置の幾つかの可能な形状を示している。これら流れ偏向装置の特徴は明らかであると確信するが、幾つかの変更が特に重要である。従って、羽根の下面と一体に成るよう図１２のＧ図、Ｈ図、Ｋ図の形状に符号３０で示される様に流れ偏向装置３７の上流側で湾曲した条片３０の使用は、下面の流れ偏向装置３７の上流側に形成される分離泡の効果を最小にするように使用でき、これによってこの状態の流れ偏向装置の有効性を改善して流れ偏向装置の高さを最小にすることが出来る。湾曲した条片３０は、付加的な取付部分を設けるように取付条片である流れ偏向装置３７（Ｇ、Ｈ）の一部とすることも出来るし、後縁の上面（Ｋ図の形状）に取付けられた流れ偏向装置３７の表面と一体に成るように用いる条片も形成できる。これは、図１２のＫ図、Ｊ図の形状の径方向上面後縁隅部３１の形成が効果的に出来る後縁上面の第３の形状変更の追加を成す別の変更を導く。この様な変更は、流れ偏向装置３７の効率の一層の改善に加えて羽根が低迎え角である時に後縁で上方に境界層流れを偏向させることによって有益と成る。この様な特徴は、後縁上面に取付けられた単一の折曲げた条片と一体にし（図１２のＫ図の形状）、分離条片や形状変更（Ｊ図の形状）の追加によって実施できる。また、補助の上流境界層厚化装置が、図１２のＪ図に符号３２で示される様に改装の目的で取付条片によって設けることが出来る。
【００７４】
この発明の幾つかの実施例が図示説明されたが、添付の請求の範囲に規定される様にこの発明の範囲から逸脱することなく種々の変更ができることが明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】 従来技術の流れ偏向装置を組み込んだ固定翼型形状の断面図である。
【図２】 Ａ図とＢ図は図１の装置の作動特性を夫々示すグラフで、Ｃ図は図１の装置の部分断面図で正の迎え角で仮定した後縁流れ状態を示す図である。
【図３】 修正および修正しない翼型構造の揚力特性を示すグラフである。
【図４】 Ａ図は後退ヘリコプタ回転翼羽根により夫々遭遇した正の迎え角とその状態における図３で試験した翼型構造において本発明者達によって達成された境界層流れ特性を示す図で、Ｂ図は前進ヘリコプタ回転翼羽根により夫々遭遇した低／負の迎え角とその状態における図３で試験した翼型構造において本発明者達によって達成された境界層流れ特性を示す図である。
【図５】 図３の試験した翼型の揚力と抗力特性を示すグラフである。
【図６】 図３の試験した翼型のピッチングモーメント特性を示すグラフである。
【図７】 Ａ図は既存のヘリコプタ回転翼羽根翼型形状の下面境界層厚さの計算を示すグラフで、Ｂ図はこの発明の別の実施例の下面境界層厚さを示す同様なグラフである。
【図８】 この発明に従って修正した翼型形状の改善した特性を示すグラフである。
【図９】 この発明に従って構成されヘリコプタ主回転翼に使用すべく出来る回転翼羽根の斜視図である。
【図１０】 Ａ図は図９のＡ−Ａ線に沿って矢印方向に見た断面図で、この発明に従った回転翼羽根の１つの実施例を示す図で、Ｂ図は同様にこの発明に従った回転翼羽根の別の実施例を示す断面図で、Ｃ図は同じくこの発明に従った回転翼発明の他の実施例を示す断面図である。
【図１１】 ヘリコプタのアンチトルク回転翼にこの発明に従った回転翼羽根を適用して有益なポテンシアルを示すグラフである。
【図１２】 Ａ、Ｂ、Ｃ、Ｄ、Ｅ、Ｆ、Ｇ、Ｈ、Ｊ、Ｋ図は既存の回転翼羽根にこの発明を実施した種々の流れ偏向装置を夫々示す図である。
【符号の説明】
１０ 翼型
１１ 前縁
１２ 後縁
１３ 上面
１４ 下面
１５ 流れ偏向装置
１６ 翼弦線
１７ 境界層流れ
１９ 回転翼羽根
２０ 前縁
２１ 後縁
２２ 上面
２３ 下面
２４ 流れ偏向装置
２５ 条片
２６ 翼弦線
２７ 凸状突部
２８ キャンバ
２９ 凹状突部
３０ 条片
３７ 流れ偏向装置
Claims (21)
- 回転翼ボスに取付けるための根本端部と、羽根長さを決定する先端部と、羽根翼弦を定める前縁と後縁を有するとともに、上面と下面によって接合された翼型形状を断面で成し、使用中の羽根が、空気流に対して迎え角の範囲で作動すべく装着される航空機の回転翼羽根において、回転翼羽根は、下面の後縁またはそれに近接して羽根の長さ方向に延びるとともに翼弦に対してほぼ直角方向に突出する固定された流れ偏向装置を有し、この流れ偏向装置が、翼弦の約０．５〜１％であって、羽根が正の迎え角で作動するときには、下面の境界層流れを後縁から偏向させることによって回転翼羽根の揚力特性を改善するように、下面の境界層流れを通って突出し、羽根が低または負の迎え角で作動するときには、境界層流れに何らの実質的な影響も与えないように、下面の厚い境界層流れの中に沈むような高さを有することを特徴とする航空機の回転翼羽根。
- 流れ偏向装置が羽根の長手方向の全体にわたって延びていることを特徴とする請求項１記載の回転翼羽根。
- 流れ偏向装置が翼型の下面と一体に形成されていることを特徴とする請求項１または２のいずれかに記載の回転翼羽根。
- 流れ偏向装置が翼型の下面に取付けられていることを特徴とする請求項１または２のいずれかに記載の回転翼装置。
- 流れ偏向装置が、翼弦線とほぼ直角に羽根の後縁の下面から突出する固定条片から成ることを特徴とする請求項４記載の回転翼羽根。
- 羽根の後縁の部分の下面に翼型の局部的キャンバによって流れ偏向装置が形成されていることを特徴とする請求項１または２のいずれか記載の回転翼羽根。
- 流れ偏向装置の羽根先端部に向かう高さが、翼弦の１％であることを特徴とする請求項１乃至６のいずれか１項記載の回転翼羽根。
- 流れ偏向装置の羽根先端部に向かう高さが、翼弦の約０.５〜１％であることを特徴とする請求項１乃至７のいずれか１記載の回転翼羽根。
- 翼弦の約０.５〜１％の高さの流れ偏向装置が羽根の約７０〜１００％の長さにわたって延びていることを特徴とする請求項８記載の回転翼羽根。
- 流れ偏向装置の高さが、羽根の長さに沿って変化することを特徴とする請求項１乃至９のいずれか１項記載の回転翼羽根。
- 羽根の流れ偏向装置の上流の下面には、境界層流れ厚化装置が設けられていることを特徴とする請求項１乃至１０のいずれか１項記載の回転翼羽根。
- 境界層流れ厚化装置が、羽根の下面に形成された局部的突部から成ることを特徴とする請求項１１記載の回転翼羽根。
- 局部的突部が凸状突部であることを特徴とする請求項１２記載の回転翼羽根。
- 境界層流れ厚化装置が翼弦の約８０〜９０％の間にわたって配置されていることを特徴とする請求項１１記載の回転翼羽根。
- 湾曲した条片が、境界層流れ偏向装置を羽根の下面と一体にしていることを特徴とする請求項１乃至１４のいずれか１項記載の回転翼羽根。
- 羽根が、揚力乃至は推進力を生じるように動力源によって回転すべく連結された複数の羽根の組立体の１つの羽根であることを特徴とする請求項１乃至１５のいずれか１項記載の回転翼羽根。
- 羽根が、航空機の推進力を生じるようにほぼ水平な軸の周りに回転すべく連結されるプロペラ羽根であることを特徴とする請求項１６記載の回転翼羽根。
- 羽根が、推進力を生じるようにほぼ水平な軸の周りに回転する位置と、揚力を生じるようにほぼ垂直な軸の周りに回転する位置との間で傾斜すべく設けられたプロップロータ用であることを特徴とする請求項１６記載の回転翼羽根。
- 羽根が、主回転翼のほぼ垂直な軸の周りに回転するヘリコプタ回転翼羽根であることを特徴とする請求項１６記載の回転翼羽根。
- 羽根が、アンチトルク尾部回転翼のほぼ水平な軸の周りに回転するヘリコプタ回転翼羽根であることを特徴とする請求項１６記載の回転翼羽根。
- 回転翼ボスに取付けるための根本端部と、羽根長さを決定する先端部と、羽根翼弦を定める前縁と後縁を有するとともに、上面と下面によって接合された翼型形状を断面で成し、使用中の羽根が、空気流に対して迎え角の範囲で作動すべく装着されているヘリコプタの回転翼羽根において、回転翼羽根は、下面の後縁またはそれに近接して羽根の長さ方向に延びるとともに翼弦に対してほぼ直角方向に突出する固定された流れ偏向装置を有し、この流れ偏向装置が、翼弦の約０．５〜１％であって、羽根が正の迎え角で作動するときには、下面の境界層流れを後縁から偏向させることによって回転翼羽根の揚力特性を改善するように、下面の境界層流れを通って突出し、羽根が低または負の迎え角で作動するときには、境界層流れに何らの実質的な影響も与えないように、下面の厚い境界層流れの中に沈むような高さを有することを特徴とするヘリコプタの回転翼羽根。
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