JPH049718B2

JPH049718B2 -

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Publication number: JPH049718B2
Application number: JP57174698A
Authority: JP
Priority date: 1981-10-10
Filing date: 1982-10-06
Publication date: 1992-02-21
Also published as: EP0076936B1; US4524928A; BR8205876A; EP0076936A1; DE3140351C2; DE3140351A1; JPS5876399A

Description

【発明の詳細な説明】本発明は、設計マツハ数が約0.2〜0.9であり、
揚力係数範囲が高速範囲において−0.2〜0.6で、
低速範囲において−0.2〜1.5であるような飛行機
の翼等に適用される翼型に関する。

上述の形式の翼型においては周知のように、弱
い衝撃波で済まさねばならない超音速度の流れが
その中にあるような局所的な領域が翼型上側に生
ずる。この超音速の流速領域は、従つて翼弦長に
亘つて非常に広く伸びている。

従来において、翼型の形成は飛行機を計画する
際に使用される一般の翼型カタログから抽出され
ていた。最近ではエネルギ事情のために飛行機の
経済性を改善する可能性について益々研究されて
いる。

上述の傾向に従つて、翼型の負圧側および圧力
側における所定の圧力分布および速度分布の特別
な計算方法については、純空気力学的な観点から
出発している。その場合勿論、翼型上側の設計は
超音速の流速領域を抵抗の少ない再圧縮を決定づ
け、抵抗係数が小さい場合にできるだけ大きな揚
力係数を得るようにしている。

この解決策は、たとえば西ドイツ特許出願公開
第2254888号公報に相応して、大きな亜音速マツ
ハ数において良好な抵抗状態をもつた翼型形状を
生ずる。この周知の翼型形状は、翼型上側におけ
る流れが急速に最大値に加速されるような形状の
前縁部分を有している。この翼型の上側は平らに
形成され、それによつてノーズ部領域において得
られた流れの最大加速度が広い範囲に亘つて維持
され、それによつて一定の圧力経過が得られるよ
うなされている。

しかし後方翼型部分に生ずる瞬間的な圧力上昇
のために、より大きい翼型抵抗が生ずる。上述の
翼型においては設計マツハ数を越える場合および
下廻る場合も不利な抵抗状態が生ずる。

例えば西ドイツ特許出願公開第2626276号後方
に相応した別の解決策は、平均曲率の大きなノー
ズ部領域およびこのノーズ部領域に続き曲率が小
さくなつている翼型上側の範囲をもつた翼型から
出発し、その場合、この翼型上側の範囲は翼弦長
の比較的大きな部分に亘つて伸びている。この翼
型によれば、超臨界運転までの小さな流速におい
て揚力特性および出力特性は不利な作用なしに超
臨界運転において改善される。しかし設計マツハ
数に比べてマツハ数が増えた場合および迎え角が
変化した場合、ノーズ部領域に大きな負圧ピーク
をもつた圧力分布が生ずるという欠点がある。

更に西ドイツ特許出願公開第2712717号公報に
基づく翼型形状が知られており、これは上述の２
つの解決策の特長を合わせるようにし、すなわち
前方翼部分において連続的に翼端まで低下するよ
うな大きく特長づけられた負圧範囲をもつた圧力
分布を得るようにしたものである。この周知の翼
形状の場合、勿論翼上側の設計は超音速領域の抵
抗の少ない再圧縮に対して決められ、小さな抵抗
係数の場合にできるだけ大きな揚力係数をうるよ
うに決められていた。

本発明の目的は、その都度のマツハ数において
特にマツハ数領域の内部においても良好な抵抗お
よびモーメント状態をもつたできるだけ幅広い揚
力範囲を含むような翼型を作ることにある。その
場合翼型上側も超音速の流れを有するような領域
をもつようにし、その際超音速範囲が衝撃波なし
にあるいは弱い衝撃で終るようにしようとするも
のである。

更に本発明の目的は、大きなモーメント変化を
防止するために、翼型上側ないし翼型下側におい
て、マツハ数ないし迎え角が変化する際に生ずる
衝撃も安定することにある。上述の目的について
更に低速度範囲についても関係させようとするも
のである。

本発明によれば上述の目的は、 (a) 相対翼弦長Ｘ／Ｌがほぼ30％から50％の間の
少なくとも一部に位置する翼型の上側２に曲率
Ｋがほぼ一定した領域が存在し、相対翼弦長
Ｘ／Ｌがほぼ20％から40％の間の少なくとも一
部に位置する翼型の下側３に曲率Ｋがほぼ一定
した領域が存在し、 (b) 衝撃波を和らげるため、上記曲率がほぼ一定
した各領域が、翼型の上側２において相対翼弦
長Ｘ／Ｌがほぼ60％から70％の間に、また下側
３において相対翼弦長Ｘ／Ｌがほぼ35％から50
％の間に夫々位置し、かつ曲率｜Ｋ｜＞0.60の
第２の極大値（絶対値）に夫々連続し、この第
２の極大値（絶対値）は、上記曲率がほぼ一定
した領域を介して夫々第１の極大値（絶対値）
から連続し、この第１の極大値（絶対値）はノ
ーズ部領域内に位置し、 (c) 上記各極大値（絶対値）領域から翼型の後縁
に延びる翼型の上側２と下側３の双方には、曲
率曲線において少なくとも２つの変曲点を有す
る圧力増加領域が設けられて、設計マツハ数が0.2〜0.9で、揚力係数が高速時
で−0.2〜0.6、低速時で−2.0〜1.5の範囲にある
ようにすることによつて達成される。

本発明に基づいて形成された翼型の場合、ほぼ
一定した曲率の範囲によつて翼型上側並びに翼型
下側は、大きな揚力およびマツハ数領域において
安定した衝撃のない超音速流が維持される。

特に翼型下側の形状は、高いマツハ数までの小
さな揚力係数において良好な空気力学的特性を生
ずる。翼型下側の形状は翼型上側の形状と関連し
て上述の良好な空気力学的特性を生じ、たとえば
抵抗上昇率およびブフエツト係数
（Buffetkennwerts）に関して良好な特性を生じ、
詳しくは設計点においてだけでなく、大きな揚力
範囲に亘つて生ずる。再圧縮の開始ないし衝撃は
その翼弦長位置において翼型上側および翼型下側
における最大曲率（曲率の極大値（絶対値））に
よつて決められる。それによつて大きなモーメン
ト変化を生ずるような望ましくない衝撃変動が避
けられる。このことは迎え角が変化する場合ない
しマツハ数が変化する場合も当てはまる。変曲点
をもつた曲率曲線はせいぜい弱い衝撃を生ずるか
ないしは剥離のない圧縮を生ずる。

本発明に基づく形状はプロペラ翼、ヘリコプタ
ーの翼および同様にターボ機械の翼に有利に適用
できる。

以下図面に示す本発明に基づく２つの実施例に
ついて説明する。

翼型形状の２つの実施例が第１図および第７図
にそれぞれ座標方式で概略的に示されている。そ
の場合、縦軸には相対翼厚Ｄ／Ｌが、横軸には相
対翼弦長Ｘ／Ｌが示されている。この座標におい
て点０は翼型前縁である。この場合符号２は翼型
上側を、符号３は翼型下側を示している。

第１図および第７図に基づく２つの実施例に対
しては同じ設計マツハ数が適用され、一方翼型厚
さは異なつている。第１図における実施例は14.5
％の相対翼厚から出発し、第７図における実施例
は12.5％の相対翼厚から出発している。

各実施例に対して第２図および第８図からわか
るように、翼型上側２および翼型下側３における
曲率（絶対値）はほぼ一様に減少し、詳しくは第
１図の実施例の場合、相対翼弦長がＸ／Ｌ＝30％
の場所で、第７図の実施例の場合、相対翼弦長が
Ｘ／Ｌ＝25％の場所で、それぞれ翼型上側２にお
いては｜Ｋ｜＝0.33まで、翼型下側３においては
｜Ｋ｜＝0.47まで減少している。このことによつ
て流れの一様な膨脹が達せられる。この加速が局
所的な超音速になると、この曲率曲線は一般的な
負圧ピークを防止するか、ないしは周知の翼型形
状の場合に望まれかつ大きなモーメント係数C_M
を生ずるような台地状の圧力分布を防止する。上
述の曲率曲線には、翼型上側２および翼型下側３
において、夫々ほぼ一定した曲率の範囲（Ｋ＝一
定の範囲）が（製作精度の枠内において）続いて
いる。第２図において曲率は、翼型上側２におい
て相対翼弦長Ｘ／Ｌが27％〜50％の範囲で、およ
び翼型下側３において相対翼弦長Ｘ／Ｌが30％〜
36％の範囲でほぼ一定しており、第８図の第２の
実施例に対しては翼型上側２においてはＸ／Ｌが
30％〜50％の範囲で、翼型下側３においてはＸ／
Ｌが23％〜30％の範囲でほぼ一定している。

曲率がほぼ一定しているこの範囲は、夫々の設
計点においてマツハ数が一様に減少する翼型の各
部分に亘つて超音速流を生ずる（たとえば第５
図、第１１図参照）。

翼型上側２におけるほぼ一定した曲率の範囲は
設計マツハ数および揚力係数に無関係であり、一
方翼型下側３におけるほぼ一定した曲線の範囲は
所望の翼型厚さおよび上述の設計パラメータに左
右される。

曲率が一定している範囲に続いて曲率（絶対
値）は連続して増加し、詳しくは曲率の変曲点を
介して第２の極大値（絶対値）まで上昇する。

この曲率曲線は翼型の両側２，３に対しほぼ一
定していて圧縮を誘起する。このことは広い揚力
およびマツハ数領域における小さな衝撃移動のた
めに上述の良好な空気力学的特性を生ずる。翼型
上側２における曲率を上記第２の極大値（絶対
値）から翼型後縁における零まで減少することは
上述の実施例の場合２つの曲率変曲点を介して行
なわれる。この曲率曲線は設計範囲の外にある衝
撃強さを望ましく減少するか、ないしは翼型の採
用範囲を拡大することができる。

翼型後縁の方向における曲率曲線の終点は、後
縁剥離を大きな揚力係数まで移動するような曲率
分布を形成する。なお零での終了は製作上有利で
ある。その場合第２図に基づいて翼型上側２の終
了範囲は凸状に形成できる。

同様に翼型下側３は、第２の極大値（絶対値）
に続く範囲で、揚力係数が小さい場合に大きな衝
撃を減少するために翼型上側２に相応して形成さ
れている。第２図においてＸ／Ｌ＝0.72の場所な
いし第８図においてＸ／Ｌ＝0.66の場所におい
て、翼型下側は従来の一般的な実施例に基づく所
望の“リアーローデイング効果”を得るために凸
面状の曲線を有している。

第３図および第９図は上述の翼型のノーズ部領
域における曲率曲線を示しており、その場合、第
１の極大値（絶対値）が存在し、従来周知の翼型
形状と異なつて円形のノーズ部領域は存在してい
ない。本発明に基づいた曲率の分布は負圧ピーク
を避け、それによつて翼型ノーズ部領域における
流れ剥離を防止し、更に大きなマツハ数の場合に
翼型前方領域の大きな揚力負荷（フロントローデ
イング効果）を生じ（第５図参照）、それによつ
て所望の小さな縦モーメント係数を生ずる。

この翼型ノーズ部領域の形状は、第２図および
第８図の説明の際に既に述べた曲率曲線に連続し
ている。

第４図〜第６図および第１０図〜第１２図はそ
れぞれ第１図および第７図に基づく翼型形状の実
施例に対して、曲率曲線の説明の際に述べたよう
な代表的な圧力分布および局所的なマツハ数分布
を示している。

第１３図は両方の翼型形状に対する特徴的な出
力データを示している（第１図および第７図参
照）。この場合、従来の形状に比べて大きな利点
が生ずる。すなわち、超音速の抵抗上昇率の外に
おいて得られる大きな揚力係数範囲を生じ、これ
は揚力係数に関して線形のほぼ一定したモーメン
ト経過を有し、更に大きなマツハ数において線形
の揚力係数経過を有する。

その場合、図面における線図は、抵抗係数C_W
が C_W∧＝CD、および揚力係数C_AがC_A∧＝CLの場合
に相応している。更に図面においてCMはモーメ
ント係数であり、CPは圧力係数である。

【図面の簡単な説明】

第１図は最大の相対翼厚が14.5％の翼型の概略
図、第２図は第１図における翼型上側および翼型
下側の曲率の特性曲線図、第３図は第１図におけ
る翼型上側および翼型下側のノーズ部領域におけ
る曲率の特性曲線図、第４図は第１図においてマ
ツハ数Ｍ＝0.760、レイノルズ数Re＝18.71・10⁶
および揚力係数CL＝0.069の場合の翼型上側およ
び翼型下側における圧力分布の特性曲線図および
翼型下側における局所的マツハ数の分布図、第５
図は揚力係数CL＝0.42の場合の翼型上側および
翼型下側における圧力分布の特性曲線図および翼
型下側における局所的マツハ数の分布図、第６図
はマツハ数Ｍ＝0.20、レイノルズ数Re＝18.71・
10⁶および揚力係数CL＝1.43の場合における翼型
上側および翼型下側における圧力分布の特性曲線
図および翼型上側における局所的マツハ数の分布
図、第７図は最大の相対翼厚が12.5％の翼型の概
略図、第８図は第７図における翼型上側および翼
型下側の曲率の特性曲線図、第９図は第７図にお
ける翼型上側および翼型下側のノーズ部領域にお
ける曲率の特性曲線図、第１０図は第７図におい
てマツハ数Ｍ＝0.760、レイノルズ数Re＝8.6・
10⁶および揚力係数CL＝0.02の場合の翼型上側お
よび翼型下側における圧力分布の特性曲線図およ
び翼型下側における局所的なマツハ数の分布図、
第１１図は揚力係数CL＝0.42の場合の翼型上側
および翼型下側における圧力分布の特性曲線図お
よび翼型上側における局所的なマツハ数の分布
図、第１２図は第７図においてマツハ数Ｍ＝
0.20、レイノルズ数Re＝6.1・10⁶および揚力係数
CL＝1.28の場合の翼型上側および翼型下側の圧
力分布の特性曲線図および翼型上側における局所
的なマツハ数の分布図、第１３図は揚力と迎え角
との関係を示す線図ないしモーメントおよび抵抗
係数と揚力係数との関係を示す線図（CM∧＝モー
メント係数、CD∧＝抵抗係数）である。２……翼型上側、３……翼型下側、Ｘ／Ｌ……
相対翼弦長。

Claims

【特許請求の範囲】１ (a) 相対翼弦長Ｘ／Ｌがほぼ30％から50％の
間の少なくとも一部に位置する翼型の上側２に
曲率Ｋがほぼ一定した領域が存在し、相対翼弦
長Ｘ／Ｌがほぼ20％から40％の間の少なくとも
一部に位置する翼型の下側３に曲率Ｋがほぼ一
定した領域が存在し、 (b) 衝撃波を和らげるため、上記曲率がほぼ一定
した各領域が、翼型の上側２において相対翼弦
長Ｘ／Ｌがほぼ60％から70％の間に、また下側
３において相対翼弦長Ｘ／Ｌがほぼ35％から50
％の間に夫々位置し、かつ曲率｜Ｋ｜＞0.60の
第２の極大値（絶対値）に夫々連続し、この第
２の極大値（絶対値）は、上記曲率がほぼ一定
した領域を介して夫々第１の極大値（絶対値）
から連続し、この第１の極大値（絶対値）はノ
ーズ部領域内に位置し、 (c) 上記各極大値（絶対値）領域から翼型の後縁
に延びる翼型の上側２と下側３の双方には、曲
率曲線において少なくとも２つの変曲点を有す
る圧力増加領域が設けられて、設計マツハ数が0.2〜0.9で、揚力係数が高速時
で−0.2〜0.6、低速時で−0.2〜1.5の範囲にある
ようにしたことを特徴とする翼型。２翼型の上側２と下側３の双方のノーズ部領域
に、曲率｜Ｋ｜＞40の第１の極大値（絶対値）の
領域が設けられていることを特徴とする特許請求
の範囲第１項記載の翼型。３翼型の上側２には、その相対翼弦長Ｘ／Ｌが
２％〜６％、55％〜65％、65％〜75％及び85％〜
95％の範囲に位置して夫々４つの曲率曲線におけ
る変曲点が設けられていることを特徴とする特許
請求の範囲第１項記載の翼型。４翼型の下側３は、相対翼弦長Ｘ／Ｌが20％ま
での範囲内において、曲率（絶対値）が減少する
曲線を有していることを特徴とする特許請求の範
囲１項乃至第３項のいずれかに記載の翼型。５翼型の下側３の相対翼弦長Ｘ／Ｌが85％〜95
％の範囲に第３の極大値（絶対値）が設けられて
いることを特徴とする特許請求の範囲第１項記載
の翼型。６翼型の上側２及び下側３の曲率曲線が、相対
翼弦長Ｘ／Ｌが50〜60％の範囲の間で交叉してい
ることを特徴とする特許請求の範囲第１項記載の
翼型。７翼型の上側２の曲率が、後縁で零であること
を特徴とする特許請求の範囲第１項記載の翼型。８翼型の下側３の曲率が、後縁で零であること
を特徴とする特許請求の範囲第１項記載の翼型。９ノーズ部領域における上側２の外側の形状
が、翼厚に無関係であることを特徴とする特許請
求の範囲第１項記載の翼型。