JPH0811787A - プロペラ及びその最適形状決定方法 - Google Patents
プロペラ及びその最適形状決定方法Info
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- JPH0811787A JPH0811787A JP12303395A JP12303395A JPH0811787A JP H0811787 A JPH0811787 A JP H0811787A JP 12303395 A JP12303395 A JP 12303395A JP 12303395 A JP12303395 A JP 12303395A JP H0811787 A JPH0811787 A JP H0811787A
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- B63—SHIPS OR OTHER WATERBORNE VESSELS; RELATED EQUIPMENT
- B63H—MARINE PROPULSION OR STEERING
- B63H1/00—Propulsive elements directly acting on water
- B63H1/02—Propulsive elements directly acting on water of rotary type
- B63H1/12—Propulsive elements directly acting on water of rotary type with rotation axis substantially in propulsive direction
- B63H1/14—Propellers
- B63H1/18—Propellers with means for diminishing cavitation, e.g. supercavitation
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
- B64C11/16—Blades
- B64C11/18—Aerodynamic features
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/10—Shape of wings
- B64C3/14—Aerofoil profile
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- Fluid Mechanics (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】サイズを固定して形状の最適化を見いだす。
【構成】翼本体の先端を原点とし翼本体の後端に向かう
座標軸をｘ軸とし原点を通りｘ軸に直交する座標軸をｙ
軸とし、翼本体の厚さが最大になる位置のｘ座標及びｙ
座標をそれぞれにａ及びｂとし、翼本体の端面後端のｘ
座標及びｙ座標をそれぞれにｃ及びｙtとし、ｍ＊ｎ＝
１を満たす２つの前方部形状指数をｍ、ｎ及び後方部形
状指数をｐとすると、 【数１】 【数３】 であり、サイズを固定して自由に形状を変更し最適形状
を求める。
座標軸をｘ軸とし原点を通りｘ軸に直交する座標軸をｙ
軸とし、翼本体の厚さが最大になる位置のｘ座標及びｙ
座標をそれぞれにａ及びｂとし、翼本体の端面後端のｘ
座標及びｙ座標をそれぞれにｃ及びｙtとし、ｍ＊ｎ＝
１を満たす２つの前方部形状指数をｍ、ｎ及び後方部形
状指数をｐとすると、 【数１】 【数３】 であり、サイズを固定して自由に形状を変更し最適形状
を求める。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、流体中を運動するプロ
ペラの推力（以下揚力という）を発生させるための揚力
発生翼に関する。更に詳しくは、揚力／抗力で定義され
る比を大きくするため実験により翼本体に最適形状を与
え翼本体形状の表現を厳密に行うことができるような数
式で表される翼断面形状に形成されたプロペラに関す
る。
ペラの推力（以下揚力という）を発生させるための揚力
発生翼に関する。更に詳しくは、揚力／抗力で定義され
る比を大きくするため実験により翼本体に最適形状を与
え翼本体形状の表現を厳密に行うことができるような数
式で表される翼断面形状に形成されたプロペラに関す
る。
【０００２】
【従来の技術】航空機翼、水中船翼、プロペラを構成す
るプロペラ構成翼等の推進翼の翼端面は、回転翼であれ
揚力発生翼であれ、厚さ形状とカンバーとで構成され
る。例えば、プロペラが水や空気のような不完全流体の
中で回転するとき、回転翼の前面（吸入面）とその後面
（圧力面）に対する流体速度は、相互に異なるようにな
っている。このように流体速度が異なると、ベルヌイの
定理により、前面と後面との間で圧力の差が発生する。
るプロペラ構成翼等の推進翼の翼端面は、回転翼であれ
揚力発生翼であれ、厚さ形状とカンバーとで構成され
る。例えば、プロペラが水や空気のような不完全流体の
中で回転するとき、回転翼の前面（吸入面）とその後面
（圧力面）に対する流体速度は、相互に異なるようにな
っている。このように流体速度が異なると、ベルヌイの
定理により、前面と後面との間で圧力の差が発生する。
【０００３】プロペラ・翼が推力を発生させるために
は、後面の圧力が上面即ち前面の圧力よりも大きくなら
なければならない。すなわち、上面即ち前面に対する流
体速度は下面即ち後面に対する流体速度よりも速くなけ
ればならない。
は、後面の圧力が上面即ち前面の圧力よりも大きくなら
なければならない。すなわち、上面即ち前面に対する流
体速度は下面即ち後面に対する流体速度よりも速くなけ
ればならない。
【０００４】水平翼、回転翼が大きい揚力、推力を発生
するためには、翼周囲の圧力が下面、後面よりは上面、
前面でできるだけ低くなければならない。水中翼の場
合、このような低い圧力のために水が気化しキャビティ
ーが発生する。このように発生したキャビティーが水中
翼の全面を完全に流れ過ぎた後に崩壊・破裂する場合
は、騒音が発生するだけで翼に腐食損傷は起きないが、
キャビティーが水中翼の全面を完全に流れ過ぎる前に崩
壊・破裂する場合は、崩壊時の破裂の衝撃により翼に腐
食損傷が起きる。
するためには、翼周囲の圧力が下面、後面よりは上面、
前面でできるだけ低くなければならない。水中翼の場
合、このような低い圧力のために水が気化しキャビティ
ーが発生する。このように発生したキャビティーが水中
翼の全面を完全に流れ過ぎた後に崩壊・破裂する場合
は、騒音が発生するだけで翼に腐食損傷は起きないが、
キャビティーが水中翼の全面を完全に流れ過ぎる前に崩
壊・破裂する場合は、崩壊時の破裂の衝撃により翼に腐
食損傷が起きる。
【０００５】キャビテーションは、腐食損傷を発生させ
るだけでなく推進効率を低下させる。このような弊害を
少なくするための端面形状が各国で開発され知られてい
る。米国で開発されたＮＡＣＡ−Ｓｅｒｉｅｓの端面、
オランダで開発されたＢ−Ｓｅｒｉｅｓ端面、日本で開
発されたＭＡＵ−Ｓｅｒｉｅｓの端面が知られている。
るだけでなく推進効率を低下させる。このような弊害を
少なくするための端面形状が各国で開発され知られてい
る。米国で開発されたＮＡＣＡ−Ｓｅｒｉｅｓの端面、
オランダで開発されたＢ−Ｓｅｒｉｅｓ端面、日本で開
発されたＭＡＵ−Ｓｅｒｉｅｓの端面が知られている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】前記公知の端面形状は
完全に固定されている。サイズを変えると形状を定める
関数が変わる。このため、翼端面の形状を素早く調整し
て翼周囲の圧力分布を調整することができない。前記公
知の翼の固定形状によれば、翼を設計し製作して剥離現
象、空洞現象が過度に発生すれば設計を修正し製作しな
おさなければならないが、与えられた状況に即時に対応
できる設計のやりなおしができないので、設計の修正、
製作のやりなおしのために時間的、経済的負担が大きい
問題点があった。
完全に固定されている。サイズを変えると形状を定める
関数が変わる。このため、翼端面の形状を素早く調整し
て翼周囲の圧力分布を調整することができない。前記公
知の翼の固定形状によれば、翼を設計し製作して剥離現
象、空洞現象が過度に発生すれば設計を修正し製作しな
おさなければならないが、与えられた状況に即時に対応
できる設計のやりなおしができないので、設計の修正、
製作のやりなおしのために時間的、経済的負担が大きい
問題点があった。
【０００７】本発明は、このような技術的背景に基づい
てなされたものであり、下記するような目的を達成す
る。
てなされたものであり、下記するような目的を達成す
る。
【０００８】本発明の目的は、与えられた状況に素早く
対応して設計修正できる可変型の数式で表現できる形状
を持ったプロペラを提供することにある。
対応して設計修正できる可変型の数式で表現できる形状
を持ったプロペラを提供することにある。
【０００９】本発明の目的は、実験で認められる最適形
状を厳密に表現できる可変型の数式で表される形状を持
ったプロペラを提供することにある。
状を厳密に表現できる可変型の数式で表される形状を持
ったプロペラを提供することにある。
【００１０】本発明のさらに他の目的は、従来の形状と
の比較で最適な形状のパラメータを特定した数式で表さ
れる形状を持ったプロペラを提供することにある。
の比較で最適な形状のパラメータを特定した数式で表さ
れる形状を持ったプロペラを提供することにある。
【００１１】本発明のさらに他の目的は、与えられた状
況に対して最適な可変型の数式で表される形状を決定す
るためのプロペラの最適形状決定方法を提供することに
ある。
況に対して最適な可変型の数式で表される形状を決定す
るためのプロペラの最適形状決定方法を提供することに
ある。
【００１２】この最適形状決定方法は、最大厚さｂ、翼
幅ｃ、最大厚さとなる位置ａを変更しないで翼形状を可
変できる数式を用いて行われる。
幅ｃ、最大厚さとなる位置ａを変更しないで翼形状を可
変できる数式を用いて行われる。
【００１３】
【課題を解決するための手段】前記課題を解決するため
に次のような手段を採る。
に次のような手段を採る。
【００１４】この発明１のプロペラは、翼本体の先端を
原点とし翼本体の後端に向かう座標軸をｘ軸とし前記原
点を通り前記ｘ軸に直交する座標軸をｙ軸とし、翼本体
の厚さが最大になる位置のｘ座標及びｙ座標をそれぞれ
にａ及びｂとし、前記翼本体の後端のｘ座標及びｙ座標
をそれぞれにｃ及びｙtとし、ｍ＊ｎ＝１を満たす２つ
の前方部形状指数をｍ、ｎ及び後方部形状指数をｐとす
ると、
原点とし翼本体の後端に向かう座標軸をｘ軸とし前記原
点を通り前記ｘ軸に直交する座標軸をｙ軸とし、翼本体
の厚さが最大になる位置のｘ座標及びｙ座標をそれぞれ
にａ及びｂとし、前記翼本体の後端のｘ座標及びｙ座標
をそれぞれにｃ及びｙtとし、ｍ＊ｎ＝１を満たす２つ
の前方部形状指数をｍ、ｎ及び後方部形状指数をｐとす
ると、
【００１５】
【数１】
【００１６】
【数３】で表される翼断面形状に形成されている。
【００１７】この発明２のプロペラの最適形状を決定す
る方法は、前記発明１のプロペラの最適形状を決定する
方法であって、前記定数ａ、ｂ、ｃを固定し前記形状指
数ｐ、ｎの少なくとも一方を変更して最適形状を与える
形状指数ｐ、ｎを決定する。
る方法は、前記発明１のプロペラの最適形状を決定する
方法であって、前記定数ａ、ｂ、ｃを固定し前記形状指
数ｐ、ｎの少なくとも一方を変更して最適形状を与える
形状指数ｐ、ｎを決定する。
【００１８】この発明３のプロペラの最適形状決定方法
は、前記発明１のプロペラの最適形状を決定する方法で
あって、適当な前記形状指数ｎ、ｐを与え前記式を再現
して翼本体を製作する第１製作工程と、前記第１製作工
程で製作した翼本体を流体中において前記翼本体の性能
試験を行う試験工程と、前記試験に基づいて新たに前記
前記形状指数ｎ、ｐを定め直して翼本体を製作する第２
製作工程と前記第２製作工程で製作した翼本体を流体中
において前記翼本体の性能試験を行う第２試験工程とか
らなる。
は、前記発明１のプロペラの最適形状を決定する方法で
あって、適当な前記形状指数ｎ、ｐを与え前記式を再現
して翼本体を製作する第１製作工程と、前記第１製作工
程で製作した翼本体を流体中において前記翼本体の性能
試験を行う試験工程と、前記試験に基づいて新たに前記
前記形状指数ｎ、ｐを定め直して翼本体を製作する第２
製作工程と前記第２製作工程で製作した翼本体を流体中
において前記翼本体の性能試験を行う第２試験工程とか
らなる。
【００１９】この発明４のプロペラの最適形状決定方法
は、前記発明３のプロペラの最適形状決定方法であっ
て、前記定数ａ、ｂ、ｃを変更しないで形状指数ｎ、ｐ
の少なくとも一方を変更する。
は、前記発明３のプロペラの最適形状決定方法であっ
て、前記定数ａ、ｂ、ｃを変更しないで形状指数ｎ、ｐ
の少なくとも一方を変更する。
【００２０】
【作用】本発明の水中翼船、航空機等の翼及びその最適
形状決定方法は、実験で確認できる形状を厳密に再現す
る。サイズ、ディメンジョンを変更せず固定して最適の
翼端面形状を決定する。そのように決定した端面形状を
厳密に再現する。
形状決定方法は、実験で確認できる形状を厳密に再現す
る。サイズ、ディメンジョンを変更せず固定して最適の
翼端面形状を決定する。そのように決定した端面形状を
厳密に再現する。
【００２１】
（実施例１）次に、本発明の実施例について説明する。
図１は、本発明の船舶用プロペラの実施例１の翼断面を
示す断面図である。以下、プロペラを回転翼又は翼とい
う。この断面形状を厳密に数式化するために、図１に座
標系が設定されている。
図１は、本発明の船舶用プロペラの実施例１の翼断面を
示す断面図である。以下、プロペラを回転翼又は翼とい
う。この断面形状を厳密に数式化するために、図１に座
標系が設定されている。
【００２２】直交系座標ｘ−ｙの原点をＯで表す。原点
Ｏを翼本体１の先端点とする。ｘ軸方向に正の方向を翼
本体１の尾端方向に一致させる。ｙ軸方向を翼本体１の
厚み方向とする。厚みが最大になる座標（ｘ，ｙ）を
（ａ，ｂ）とする。定数ａ、ｂはともに正である。翼本
体の上面上の尾端の座標を（ｃ、ｙt）で表す。翼本体
１の上端面をｘ−ｙ平面で切断した翼形状線２を、一般
的に、 ｙ＝ｆ（ｘ） で表す。翼本体１を回転方向の前方後方で区別し翼前方
部３と翼後方部４とに分けて翼形状を考察する。まず、
翼前方部３について考察する。ｘ＝０において、翼形状
線２の微分係数は発散し、形状は全体に滑らかであり、
厚さが最大になる座標（ａ，ｂ）で微分係数が零になる
条件を設定する。厚さが最大になる位置より前方の翼前
方部３の形状のパラメータである形状指数として１より
小さい指数ｎと ｍ＊ｎ＝１ となるような形状指数ｍを用いて、前記条件を充足する
関数は、
Ｏを翼本体１の先端点とする。ｘ軸方向に正の方向を翼
本体１の尾端方向に一致させる。ｙ軸方向を翼本体１の
厚み方向とする。厚みが最大になる座標（ｘ，ｙ）を
（ａ，ｂ）とする。定数ａ、ｂはともに正である。翼本
体の上面上の尾端の座標を（ｃ、ｙt）で表す。翼本体
１の上端面をｘ−ｙ平面で切断した翼形状線２を、一般
的に、 ｙ＝ｆ（ｘ） で表す。翼本体１を回転方向の前方後方で区別し翼前方
部３と翼後方部４とに分けて翼形状を考察する。まず、
翼前方部３について考察する。ｘ＝０において、翼形状
線２の微分係数は発散し、形状は全体に滑らかであり、
厚さが最大になる座標（ａ，ｂ）で微分係数が零になる
条件を設定する。厚さが最大になる位置より前方の翼前
方部３の形状のパラメータである形状指数として１より
小さい指数ｎと ｍ＊ｎ＝１ となるような形状指数ｍを用いて、前記条件を充足する
関数は、
【００２３】
【数１】で表現できる。この式を微分すると、
【００２４】
【数２】 ここで、ｋは定数である。式（１）で、ｘにａを代入す
るとｙは確かにｂであり、式（２）のｘに零を代入する
と微分係数ｄｙ／ｄｘは確かに発散している。また、式
（２）のｘにａを代入すると、微分係数は確かに零であ
る。
るとｙは確かにｂであり、式（２）のｘに零を代入する
と微分係数ｄｙ／ｄｘは確かに発散している。また、式
（２）のｘにａを代入すると、微分係数は確かに零であ
る。
【００２５】次に、翼後方部４について考察する。厚さ
が最大になる座標（ａ，ｂ）位置で微分係数が零にな
り、翼前方部３の形状に連続し、尾端点の座標が（ｃ、
ｙt）になる条件を翼後方部４の形状に与える。この条
件を充足する関数は、１より大きい翼後方部４の形状指
数ｐを用いて、
が最大になる座標（ａ，ｂ）位置で微分係数が零にな
り、翼前方部３の形状に連続し、尾端点の座標が（ｃ、
ｙt）になる条件を翼後方部４の形状に与える。この条
件を充足する関数は、１より大きい翼後方部４の形状指
数ｐを用いて、
【００２６】
【数３】で表される。この式を微分すると、
【００２７】
【数４】 ここでｊは定数である。式（３）のｘにｃを代入すると
ｙは確かにｂであり、式（４）のｘにａを代入すると、
微分係数は確かに零である。翼本体１の上端面と下端面
は、ｘ軸に対して対称でよい。
ｙは確かにｂであり、式（４）のｘにａを代入すると、
微分係数は確かに零である。翼本体１の上端面と下端面
は、ｘ軸に対して対称でよい。
【００２８】図２（ａ）は、ｎ＝０．２，０．４，０．
６，０．８について、翼前方部３の形状を示している。
図２のグラフで、横軸はｘ／ｃであり、縦軸はｙ／２ｂ
である。図２（ｂ）は、ｐ＝１．２５，１．５０，１．
７５，２．００について翼後方部４の形状を示してい
る。横軸はｘ／ｃであり、縦軸はｙ／２ｂである。
６，０．８について、翼前方部３の形状を示している。
図２のグラフで、横軸はｘ／ｃであり、縦軸はｙ／２ｂ
である。図２（ｂ）は、ｐ＝１．２５，１．５０，１．
７５，２．００について翼後方部４の形状を示してい
る。横軸はｘ／ｃであり、縦軸はｙ／２ｂである。
【００２９】図３は、従来の翼と本発明の翼とを比較し
て示している。縦軸は、図２と異なりｙ／ｃである。横
軸は図２と同様にｘ／ｃである。世界的に現在最も多く
使用されている従来の端面形状は、長い線分の点線で示
すＮＡＣＡ００シリーズのＮＡＣＡ００９の端面形状と
短い線分の点線で示すＮＡＣＡ６６シリーズのＮＡＣＡ
６６−００９の端面形状の２つが示されている。実線
は、本発明の端面形状を示している。この端面形状は、
ｎ＝０．６、ｐ＝１．２５である。
て示している。縦軸は、図２と異なりｙ／ｃである。横
軸は図２と同様にｘ／ｃである。世界的に現在最も多く
使用されている従来の端面形状は、長い線分の点線で示
すＮＡＣＡ００シリーズのＮＡＣＡ００９の端面形状と
短い線分の点線で示すＮＡＣＡ６６シリーズのＮＡＣＡ
６６−００９の端面形状の２つが示されている。実線
は、本発明の端面形状を示している。この端面形状は、
ｎ＝０．６、ｐ＝１．２５である。
【００３０】図４は、ＮＡＣＡ６６−００９の端面形状
（点線表示）と本発明のＨＭＲ１ＮＰ−００９の端面形
状（実線表示）との性能を比較して示している。この比
較試験は、ドイツ国立船舶研究所ＨＳＶＡ（Hamburug S
hip Model Basin）における模型を用いた試験である。
図４において、左側縦軸は揚力係数（ＣL）と抗力係数
（１０＊ＣD）を示し、右側縦軸は比であるＬＩＦＴ／
ＤＲＡＧ即ちＣL／ＣDを示している。この比をＬ／Ｄと
表記する。横軸は、迎え角を示している。
（点線表示）と本発明のＨＭＲ１ＮＰ−００９の端面形
状（実線表示）との性能を比較して示している。この比
較試験は、ドイツ国立船舶研究所ＨＳＶＡ（Hamburug S
hip Model Basin）における模型を用いた試験である。
図４において、左側縦軸は揚力係数（ＣL）と抗力係数
（１０＊ＣD）を示し、右側縦軸は比であるＬＩＦＴ／
ＤＲＡＧ即ちＣL／ＣDを示している。この比をＬ／Ｄと
表記する。横軸は、迎え角を示している。
【００３１】図４からわかるように、本発明のＬ／Ｄ比
即ち揚力（推力）／抗力は、従来のそれに比較して、あ
らゆる迎え角について大きい値を示している。このよう
に、前記研究所による試験結果から、本発明の優秀性が
理解できる。
即ち揚力（推力）／抗力は、従来のそれに比較して、あ
らゆる迎え角について大きい値を示している。このよう
に、前記研究所による試験結果から、本発明の優秀性が
理解できる。
【００３２】航空機翼、水中翼船翼のサイズ、ディメン
ジョンは、ユーザーからの要望によりあらかたがほぼ自
動的に定まる。たとえば、エンジンの馬力、船体重量、
水中翼の長さ、幅などは、ユーザーの要望から自動的に
ほぼ定まる。従って、幅ｃ、最大厚さｂ、最大厚さとな
る端面形状位置の座標ａを設計仕様の定数とする。適当
な形状指数ｎ及びｐを一応定めて、式（１，３）で定義
する端面形状の翼本体（模型翼を含む）をＮＣ多軸工作
機で製作する。
ジョンは、ユーザーからの要望によりあらかたがほぼ自
動的に定まる。たとえば、エンジンの馬力、船体重量、
水中翼の長さ、幅などは、ユーザーの要望から自動的に
ほぼ定まる。従って、幅ｃ、最大厚さｂ、最大厚さとな
る端面形状位置の座標ａを設計仕様の定数とする。適当
な形状指数ｎ及びｐを一応定めて、式（１，３）で定義
する端面形状の翼本体（模型翼を含む）をＮＣ多軸工作
機で製作する。
【００３３】このように製作した翼本体を流体中にお
き、端面状の圧力分布などの性能、図４に示す性能試験
を行う。圧力分布の異常、性能試験結果に対応して形状
指数ｎ、ｐを変更する。修正後の新しい形状指数により
翼本体を再度製作する。再度製作した翼本体を用いて性
能試験を再度行う。このような再試験を少なくとも１回
行って、最適端面形状の形状指数ｎ、ｐを決定する。
き、端面状の圧力分布などの性能、図４に示す性能試験
を行う。圧力分布の異常、性能試験結果に対応して形状
指数ｎ、ｐを変更する。修正後の新しい形状指数により
翼本体を再度製作する。再度製作した翼本体を用いて性
能試験を再度行う。このような再試験を少なくとも１回
行って、最適端面形状の形状指数ｎ、ｐを決定する。
【００３４】設計仕様の定数ａ、ｂ，ｃを変更した後
で、前記工程即ち第１製作工程と第１試験工程と第２製
作工程と第２試験工程とからなる工程により最適形状を
決定することも最適端面形状の形状指数ｎ、ｐを決定す
る工程に含まれる。
で、前記工程即ち第１製作工程と第１試験工程と第２製
作工程と第２試験工程とからなる工程により最適形状を
決定することも最適端面形状の形状指数ｎ、ｐを決定す
る工程に含まれる。
【００３５】
【その他の実施例】本発明による端面形状は、舶用プロ
ペラに限られずポンプ、圧縮機、タービンブレードなど
揚力・推力を発生させまたさせられる運動体に適用でき
る。また、流体に対して相対的な運動体に適用され、整
流板にも適用される。最大厚さの位置を固定しないで、
即ち、数式中のａ、ｂ、ｃの値の１つ又は２つ、３つを
変えて形状指数ｎ、ｐを決定し最適形状を求めることも
できる。
ペラに限られずポンプ、圧縮機、タービンブレードなど
揚力・推力を発生させまたさせられる運動体に適用でき
る。また、流体に対して相対的な運動体に適用され、整
流板にも適用される。最大厚さの位置を固定しないで、
即ち、数式中のａ、ｂ、ｃの値の１つ又は２つ、３つを
変えて形状指数ｎ、ｐを決定し最適形状を求めることも
できる。
【００３６】
【発明の効果】この発明のプロペラ及びその最適形状決
定方法によると、同一条件下で最も大きい揚力あるいは
もっとも大きい比である揚力／抗力を得る翼の最適形状
を決定できる。本発明は、数年間の刻苦の努力の末に世
界初の同一条件下可変型翼形状の翼であり、水中翼にも
航空機翼の設計に威力を発揮する。圧力分布を経済的に
適切に調整でき、剥離現象、空洞現象を経済的に制御で
きると同時に高効率の翼を提供できるとともに、技術先
進国としての技術力を確保する効果がある。
定方法によると、同一条件下で最も大きい揚力あるいは
もっとも大きい比である揚力／抗力を得る翼の最適形状
を決定できる。本発明は、数年間の刻苦の努力の末に世
界初の同一条件下可変型翼形状の翼であり、水中翼にも
航空機翼の設計に威力を発揮する。圧力分布を経済的に
適切に調整でき、剥離現象、空洞現象を経済的に制御で
きると同時に高効率の翼を提供できるとともに、技術先
進国としての技術力を確保する効果がある。
【図１】図１は、本発明のプロペラの端面形状を表現す
るための座標軸の設定を説明する断面図である。
るための座標軸の設定を説明する断面図である。
【図２】図２は、形状指数を変えた場合の翼端面形状を
示し、図２（ａ）は翼本体の前方部（先頭部）を示す断
面図、図２（ｂ）はであり、翼本体の後方部（尾部）を
示す断面図である。
示し、図２（ａ）は翼本体の前方部（先頭部）を示す断
面図、図２（ｂ）はであり、翼本体の後方部（尾部）を
示す断面図である。
【図３】図３は、本発明の端面形状と既存の端面形状と
を比較するための断面図である。
を比較するための断面図である。
【図４】図４は、本発明の端面形状と既存の端面形状と
の特性比較を示すグラフである。
の特性比較を示すグラフである。
１…翼本体 ２…翼形状線 ３…翼前方部 ４…翼後方部
Claims (4)
- 【請求項１】翼本体の先端を原点とし翼本体の後端に向
かう座標軸をｘ軸とし前記原点を通り前記ｘ軸に直交す
る座標軸をｙ軸とし、翼本体の厚さが最大になる位置の
ｘ座標及びｙ座標をそれぞれにａ及びｂとし、前記翼本
体の端面後端のｘ座標及びｙ座標をそれぞれにｃ及びｙ
tとし、ｍ＊ｎ＝１を満たす２つの前方部形状指数を
ｍ、ｎ及び後方部形状指数をｐとすると、 【数１】 【数３】 で表される翼断面形状に形成されているプロペラ。 - 【請求項２】請求項１に記載のプロペラの最適形状を決
定する方法であって、 前記定数ａ、ｂ、ｃを固定し前記形状指数ｐ、ｎの少な
くとも一方をを変更して最適形状を与える形状指数ｐ、
ｎを決定するプロペラの最適形状決定方法。 - 【請求項３】請求項１のプロペラの最適形状を決定する
方法であって、 適当な前記形状指数ｎ、ｐを与え前記式を再現して翼本
体を製作する第１製作工程と、 前記第１製作工程で製作した翼本体を流体中において前
記翼本体の性能試験を行う試験工程と、 前記試験に基づいて新たに前記前記形状指数ｎ、ｐを定
め直して翼本体を製作する第２製作工程と前記第２製作
工程で製作した翼本体を流体中において前記翼本体の性
能試験を行う第２試験工程とからなるプロペラの最適形
状決定方法。 - 【請求項４】請求項３のプロペラの最適形状を決定する
方法であって、前記定数ａ、ｂ、ｃを変更しないで形状
指数ｎ、ｐの少なくとも一方を変更するプロペラの最適
形状決定方法。
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