JPH11124093A - ヘリコプタブレード用翼型 - Google Patents
ヘリコプタブレード用翼型Info
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- JPH11124093A JPH11124093A JP9291300A JP29130097A JPH11124093A JP H11124093 A JPH11124093 A JP H11124093A JP 9291300 A JP9291300 A JP 9291300A JP 29130097 A JP29130097 A JP 29130097A JP H11124093 A JPH11124093 A JP H11124093A
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- 230000035939 shock Effects 0.000 abstract description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 description 2
- UJCHIZDEQZMODR-BYPYZUCNSA-N (2r)-2-acetamido-3-sulfanylpropanamide Chemical compound CC(=O)N[C@@H](CS)C(N)=O UJCHIZDEQZMODR-BYPYZUCNSA-N 0.000 description 1
- 241001669680 Dormitator maculatus Species 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
- Y10S416/02—Formulas of curves
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- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Lubricants (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 抗力発散マッハ数Ｍｄｄおよび最大揚力係数
Ｃｌｍａｘを大きく、かつ騒音レベルを低減化できるヘ
リコプタブレード用翼型を提供する。 【解決手段】 翼型の上面および下面が下記の座標系に
よって定義され、翼型の前縁形状が下記の前縁半径およ
び円中心によって定義される。 【表１】
Ｃｌｍａｘを大きく、かつ騒音レベルを低減化できるヘ
リコプタブレード用翼型を提供する。 【解決手段】 翼型の上面および下面が下記の座標系に
よって定義され、翼型の前縁形状が下記の前縁半径およ
び円中心によって定義される。 【表１】
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ヘリコプタブレー
ド用翼型に関する。
ド用翼型に関する。
【０００２】
【従来の技術】図３は、ヘリコプタが前進飛行する時の
ロータ空力特性を示す説明図である。図３（ａ）に示す
ように、ロータ半径Ｒのロータがロータ回転角速度Ωで
回転するヘリコプタ１が飛行速度Ｖで前進する場合、ロ
ータ回転速度および飛行速度Ｖが加算された状態になる
前進側ブレードと、ロータ回転速度に対して飛行速度Ｖ
が減算された状態になる後退側ブレードとでは対気速度
が大きく相違する。
ロータ空力特性を示す説明図である。図３（ａ）に示す
ように、ロータ半径Ｒのロータがロータ回転角速度Ωで
回転するヘリコプタ１が飛行速度Ｖで前進する場合、ロ
ータ回転速度および飛行速度Ｖが加算された状態になる
前進側ブレードと、ロータ回転速度に対して飛行速度Ｖ
が減算された状態になる後退側ブレードとでは対気速度
が大きく相違する。
【０００３】特に、アジマス角（ヘリコプタ１の後方を
基準として反時計周りの角度）Ψ＝９０°の位置で前進
側ブレードの対気速度が最大になり、ブレード先端での
対気速度はΩＲ＋Ｖとなる。一方、アジマス角Ψ＝２７
０°の位置で、後退側ブレードの対気速度が最小なり、
ブレード先端での対気速度はΩＲ−Ｖとなる。さらに、
ブレードの中間位置での対気速度はΩＲ＋ＶとΩＲ−Ｖ
とを比例配分した値になり、たとえばΩＲ＝７９５ｋｍ
／ｈ、Ｖ＝２７８ｋｍ／ｈと仮定すると、図３（ａ）に
示すように後退側ブレードの根元から約３５％の位置で
対気速度が０になる。
基準として反時計周りの角度）Ψ＝９０°の位置で前進
側ブレードの対気速度が最大になり、ブレード先端での
対気速度はΩＲ＋Ｖとなる。一方、アジマス角Ψ＝２７
０°の位置で、後退側ブレードの対気速度が最小なり、
ブレード先端での対気速度はΩＲ−Ｖとなる。さらに、
ブレードの中間位置での対気速度はΩＲ＋ＶとΩＲ−Ｖ
とを比例配分した値になり、たとえばΩＲ＝７９５ｋｍ
／ｈ、Ｖ＝２７８ｋｍ／ｈと仮定すると、図３（ａ）に
示すように後退側ブレードの根元から約３５％の位置で
対気速度が０になる。
【０００４】このようにブレードが一回転する間、ブレ
ードの対気速度は大きく変化するため、種々の現象が発
生する。前進側ブレードにおいては、対気速度が音速に
近付くにつれて抗力係数Ｃｄが急激に増加する。対気速
度をマッハ数Ｍで表現した場合に、抗力係数Ｃｄの増分
ΔＣｄをマッハ数の増分ΔＭで除算した値ΔＣｄ／ΔＭ
が０．１になるときのマッハ数を抗力発散マッハ数Ｍｄ
ｄで定義している。抗力発散マッハ数Ｍｄｄはブレード
翼型に依存し、この数値が大きいほどブレードの対気速
度を大きく確保できるため、優れたブレードとされる。
一般に、前進側ブレード先端の対気速度もマッハ０．８
５程度に設定される。
ードの対気速度は大きく変化するため、種々の現象が発
生する。前進側ブレードにおいては、対気速度が音速に
近付くにつれて抗力係数Ｃｄが急激に増加する。対気速
度をマッハ数Ｍで表現した場合に、抗力係数Ｃｄの増分
ΔＣｄをマッハ数の増分ΔＭで除算した値ΔＣｄ／ΔＭ
が０．１になるときのマッハ数を抗力発散マッハ数Ｍｄ
ｄで定義している。抗力発散マッハ数Ｍｄｄはブレード
翼型に依存し、この数値が大きいほどブレードの対気速
度を大きく確保できるため、優れたブレードとされる。
一般に、前進側ブレード先端の対気速度もマッハ０．８
５程度に設定される。
【０００５】一方、後退側ブレードにおいては対気速度
が大きく低下するため、前進側ブレード側と同等な揚力
を得るためにはブレードの迎角αを大きくする必要があ
り、一般にはブレードのピッチ角をアジマス角Ψに応じ
て制御するピッチ制御を行っている。ブレードのピッチ
角は、アジマス角Ψ＝９０°で最小、Ψ＝２７０°で最
大となるサイン波で制御されているが、そのときのブレ
ードの迎角αはブレード自体のフラッピング運動によっ
て、図３（ｂ）に示すように、スパン方向に変化する。
たとえば、Ψ＝９０°において、ブレードの迎角αは根
元で約０°、先端で約４°となる。またΨ＝２７０°に
おいて、ブレードの迎角αは根元で約０°、先端で約１
６〜１８°となって、失速角を超えてしまう。
が大きく低下するため、前進側ブレード側と同等な揚力
を得るためにはブレードの迎角αを大きくする必要があ
り、一般にはブレードのピッチ角をアジマス角Ψに応じ
て制御するピッチ制御を行っている。ブレードのピッチ
角は、アジマス角Ψ＝９０°で最小、Ψ＝２７０°で最
大となるサイン波で制御されているが、そのときのブレ
ードの迎角αはブレード自体のフラッピング運動によっ
て、図３（ｂ）に示すように、スパン方向に変化する。
たとえば、Ψ＝９０°において、ブレードの迎角αは根
元で約０°、先端で約４°となる。またΨ＝２７０°に
おいて、ブレードの迎角αは根元で約０°、先端で約１
６〜１８°となって、失速角を超えてしまう。
【０００６】後退側ブレードの評価項目として最大揚力
係数Ｃｌｍａｘおよび失速角があり、最大揚力係数Ｃｌ
ｍａｘは所定の翼型を持つブレードの迎角αを徐々に増
加させ、迎角αが失速角に至ったとき、このときの揚力
係数の最大値で定義される。一般に、これらの最大揚力
係数Ｃｌｍａｘおよび失速角は大きいほど優れたブレー
ドとされる。
係数Ｃｌｍａｘおよび失速角があり、最大揚力係数Ｃｌ
ｍａｘは所定の翼型を持つブレードの迎角αを徐々に増
加させ、迎角αが失速角に至ったとき、このときの揚力
係数の最大値で定義される。一般に、これらの最大揚力
係数Ｃｌｍａｘおよび失速角は大きいほど優れたブレー
ドとされる。
【０００７】図４は、ヘリコプタブレードの作動環境を
示すグラフである。アジマス角Ψ＝９０°付近の前進側
ブレードにおいて、マッハ数Ｍは抗力発散マッハ数Ｍｄ
ｄ近傍になり、揚力係数Ｃｌは約０になる。Ψ＝０°お
よび１８０°付近は飛行速度Ｖに依存しないホバーリン
グ状態となり、マッハ数Ｍは約０．６、揚力係数Ｃｌは
約０．６になる。アジマス角Ψ＝２７０°付近の後退側
ブレードにおいて、マッハ数Ｍは０．３〜０．５にな
り、揚力係数Ｃｌは最大揚力係数Ｃｌｍａｘ近傍の値に
なる。ブレードが一回転すると、これらの状態を往復す
るようにマッハ数および揚力係数が大きく変化すること
になる。
示すグラフである。アジマス角Ψ＝９０°付近の前進側
ブレードにおいて、マッハ数Ｍは抗力発散マッハ数Ｍｄ
ｄ近傍になり、揚力係数Ｃｌは約０になる。Ψ＝０°お
よび１８０°付近は飛行速度Ｖに依存しないホバーリン
グ状態となり、マッハ数Ｍは約０．６、揚力係数Ｃｌは
約０．６になる。アジマス角Ψ＝２７０°付近の後退側
ブレードにおいて、マッハ数Ｍは０．３〜０．５にな
り、揚力係数Ｃｌは最大揚力係数Ｃｌｍａｘ近傍の値に
なる。ブレードが一回転すると、これらの状態を往復す
るようにマッハ数および揚力係数が大きく変化すること
になる。
【０００８】したがって、ヘリコプタブレード用翼型に
要求されることは、１）抗力発散マッハ数Ｍｄｄが大き
いこと、２）最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きいことであ
り、両者の数値が大きいほどヘリコプタの飛行性能が向
上することになる。
要求されることは、１）抗力発散マッハ数Ｍｄｄが大き
いこと、２）最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きいことであ
り、両者の数値が大きいほどヘリコプタの飛行性能が向
上することになる。
【０００９】なお、こうしたヘリコプタブレード用翼型
に関する先行技術として、特開昭５０−１０２０９９
号、特開昭５９−１３４０９６号、特開昭６３−６４８
９４号、特公昭６２−３４６００号、特願平８−５２１
２１号などがある。
に関する先行技術として、特開昭５０−１０２０９９
号、特開昭５９−１３４０９６号、特開昭６３−６４８
９４号、特公昭６２−３４６００号、特願平８−５２１
２１号などがある。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】近年、ビル屋上や広場
をヘリポートにしてヘリコプタを市街地で定期運航する
試みが提案されており、このときヘリコプタ飛行時の騒
音を出来るだけ抑えることが重要となる。
をヘリポートにしてヘリコプタを市街地で定期運航する
試みが提案されており、このときヘリコプタ飛行時の騒
音を出来るだけ抑えることが重要となる。
【００１１】図５は、ヘリコプタが発生する騒音の周波
数スペクトルを示すグラフである。ヘリコプタの騒音は
発生原因に応じて幾つかの種類に分類されており、主ロ
ータ回転数の高調波成分が１０〜１００Ｈｚの範囲で分
布し、テイルロータ回転数の高調波成分が６０〜３００
Ｈｚの範囲で分布し、主ロータの渦流音が６０〜３００
Ｈｚの範囲で分布している。さらに高速飛行時には、Ｈ
ＳＩ（高速衝撃騒音）が６０〜３００Ｈｚの範囲で発生
するようになる。
数スペクトルを示すグラフである。ヘリコプタの騒音は
発生原因に応じて幾つかの種類に分類されており、主ロ
ータ回転数の高調波成分が１０〜１００Ｈｚの範囲で分
布し、テイルロータ回転数の高調波成分が６０〜３００
Ｈｚの範囲で分布し、主ロータの渦流音が６０〜３００
Ｈｚの範囲で分布している。さらに高速飛行時には、Ｈ
ＳＩ（高速衝撃騒音）が６０〜３００Ｈｚの範囲で発生
するようになる。
【００１２】本発明の目的は、抗力発散マッハ数Ｍｄｄ
および最大揚力係数Ｃｌｍａｘを大きく、かつ騒音レベ
ルを低減化できるヘリコプタブレード用翼型を提供する
ことである。
および最大揚力係数Ｃｌｍａｘを大きく、かつ騒音レベ
ルを低減化できるヘリコプタブレード用翼型を提供する
ことである。
【００１３】
【課題を解決するための手段】本発明は、翼型の上面お
よび下面が下記の座標系によって実質的に定義され、翼
型の前縁形状が下記の前縁半径および円中心によって実
質的に定義された厚み比８％の翼型（以下、ＡＫ０８０
Ｅと称する）を基準として、該上面座標および下面座標
の各数値に関して±３％の誤差範囲内にあるヘリコプタ
ブレード用翼型である。 X/C Yup/C Ylow/C 0.00000 -0.00323 -0.00323 0.00100 0.00155 -0.00758 0.00250 0.00418 -0.00925 0.00500 0.00782 -0.01062 0.00750 0.01060 -0.01155 0.01000 0.01312 -0.01213 0.01750 0.01912 -0.01316 0.02500 0.02381 -0.01388 0.05000 0.03437 -0.01561 0.07500 0.04070 -0.01707 0.10000 0.04466 -0.01852 0.15000 0.04893 -0.02100 0.20000 0.05083 -0.02312 0.25000 0.05150 -0.02506 0.30000 0.05149 -0.02663 0.35000 0.05105 -0.02775 0.40000 0.05016 -0.02835 0.45000 0.04875 -0.02839 0.50000 0.04663 -0.02767 0.55000 0.04359 -0.02618 0.60000 0.03974 -0.02407 0.65000 0.03515 -0.02146 0.70000 0.03000 -0.01847 0.75000 0.02451 -0.01523 0.80000 0.01892 -0.01187 0.85000 0.01347 -0.00851 0.90000 0.00836 -0.00529 0.95000 0.00381 -0.00233 1.00000 0.00207 -0.00079 前縁半径 ｒ／Ｃ＝０．０１０７３ 円中心 Ｘ／Ｃ＝０．０１０７２， Ｙ／Ｃ＝−０．
００３７３ ここに、Ｘは翼型の翼弦線に沿って前縁から後縁に向う
距離、Ｃは翼型断面の翼弦方向の長さ、Ｙｕｐは翼弦線
から上面までの距離、Ｙｌｏｗは翼弦線から下面までの
距離、ｒは前縁半径である。
よび下面が下記の座標系によって実質的に定義され、翼
型の前縁形状が下記の前縁半径および円中心によって実
質的に定義された厚み比８％の翼型（以下、ＡＫ０８０
Ｅと称する）を基準として、該上面座標および下面座標
の各数値に関して±３％の誤差範囲内にあるヘリコプタ
ブレード用翼型である。 X/C Yup/C Ylow/C 0.00000 -0.00323 -0.00323 0.00100 0.00155 -0.00758 0.00250 0.00418 -0.00925 0.00500 0.00782 -0.01062 0.00750 0.01060 -0.01155 0.01000 0.01312 -0.01213 0.01750 0.01912 -0.01316 0.02500 0.02381 -0.01388 0.05000 0.03437 -0.01561 0.07500 0.04070 -0.01707 0.10000 0.04466 -0.01852 0.15000 0.04893 -0.02100 0.20000 0.05083 -0.02312 0.25000 0.05150 -0.02506 0.30000 0.05149 -0.02663 0.35000 0.05105 -0.02775 0.40000 0.05016 -0.02835 0.45000 0.04875 -0.02839 0.50000 0.04663 -0.02767 0.55000 0.04359 -0.02618 0.60000 0.03974 -0.02407 0.65000 0.03515 -0.02146 0.70000 0.03000 -0.01847 0.75000 0.02451 -0.01523 0.80000 0.01892 -0.01187 0.85000 0.01347 -0.00851 0.90000 0.00836 -0.00529 0.95000 0.00381 -0.00233 1.00000 0.00207 -0.00079 前縁半径 ｒ／Ｃ＝０．０１０７３ 円中心 Ｘ／Ｃ＝０．０１０７２， Ｙ／Ｃ＝−０．
００３７３ ここに、Ｘは翼型の翼弦線に沿って前縁から後縁に向う
距離、Ｃは翼型断面の翼弦方向の長さ、Ｙｕｐは翼弦線
から上面までの距離、Ｙｌｏｗは翼弦線から下面までの
距離、ｒは前縁半径である。
【００１４】本発明に従えば、従来の厚み比８％の対称
翼（たとえばＮＡＣＡ０００８）と比べて前縁半径およ
びキャンバラインを最適化し、本出願人が先に出願した
特願平８−５２１２１号の翼型ＡＫ０８０ＡおよびＡＫ
０８０Ｂに比べて最適な前縁ドループを付加し、さらに
後縁形状の最適化も行っているため、モーメント係数を
小さく抑えながら翼型の上面における圧力分布が平坦化
され、従来と比べて主ロータ回転音の騒音レベルを数ｄ
Ｂ程度低減でき、しかも最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大き
く向上する。また、本発明の翼型では抗力発散マッハ数
Ｍｄｄも大きくなるため、ＨＳＩ騒音の原因となる衝撃
波の発生も抑制できる。
翼（たとえばＮＡＣＡ０００８）と比べて前縁半径およ
びキャンバラインを最適化し、本出願人が先に出願した
特願平８−５２１２１号の翼型ＡＫ０８０ＡおよびＡＫ
０８０Ｂに比べて最適な前縁ドループを付加し、さらに
後縁形状の最適化も行っているため、モーメント係数を
小さく抑えながら翼型の上面における圧力分布が平坦化
され、従来と比べて主ロータ回転音の騒音レベルを数ｄ
Ｂ程度低減でき、しかも最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大き
く向上する。また、本発明の翼型では抗力発散マッハ数
Ｍｄｄも大きくなるため、ＨＳＩ騒音の原因となる衝撃
波の発生も抑制できる。
【００１５】また本発明は、上記厚み比８％の翼型（Ａ
Ｋ０８０Ｅ）を基準として、厚み比５％〜１１％の範囲
で定義される翼型であって、該上面座標および下面座標
の各数値に関して±３％の誤差範囲内にあるヘリコプタ
ブレード用翼型である。
Ｋ０８０Ｅ）を基準として、厚み比５％〜１１％の範囲
で定義される翼型であって、該上面座標および下面座標
の各数値に関して±３％の誤差範囲内にあるヘリコプタ
ブレード用翼型である。
【００１６】本発明に従えば、厚み比８％の翼型（ＡＫ
０８０Ｅ）を基準として、Ｙｕｐ／ＣおよびＹｌｏｗ／
Ｃの各数値に対して全ての翼弦線Ｘ／Ｃに渡って５／８
を乗算することによって、厚み比５％の翼型（ＡＫ０５
０Ｅ）が得られ、一方、１１／８を乗算することによっ
て、厚み比１１％の翼型（ＡＫ１１０Ｅ）が得られる。
したがって、基準翼型（ＡＫ０８０Ｅ）に対して一定の
比率で乗算して、厚み比５％〜１１％の範囲内にある翼
型は同様な効果を達成できる。
０８０Ｅ）を基準として、Ｙｕｐ／ＣおよびＹｌｏｗ／
Ｃの各数値に対して全ての翼弦線Ｘ／Ｃに渡って５／８
を乗算することによって、厚み比５％の翼型（ＡＫ０５
０Ｅ）が得られ、一方、１１／８を乗算することによっ
て、厚み比１１％の翼型（ＡＫ１１０Ｅ）が得られる。
したがって、基準翼型（ＡＫ０８０Ｅ）に対して一定の
比率で乗算して、厚み比５％〜１１％の範囲内にある翼
型は同様な効果を達成できる。
【００１７】また本発明は、翼型の上面および下面が下
記の座標系によって実質的に定義され、翼型の前縁形状
が下記の前縁半径および円中心によって実質的に定義さ
れた厚み比８％の翼型（以下、ＡＫ０８０Ｆと称する）
を基準として、該上面座標および下面座標の各数値に関
して±３％の誤差範囲内にあるヘリコプタブレード用翼
型である。 X/C Yup/C Ylow/C 0.00000 -0.00611 -0.00611 0.00100 -0.00114 -0.00953 0.00250 0.00268 -0.01084 0.00500 0.00588 -0.01231 0.00750 0.00908 -0.01294 0.01000 0.01163 -0.01340 0.01750 0.01794 -0.01438 0.02500 0.02285 -0.01504 0.05000 0.03394 -0.01658 0.07500 0.04051 -0.01765 0.10000 0.04455 -0.01842 0.15000 0.04883 -0.01979 0.20000 0.05068 -0.02164 0.25000 0.05129 -0.02365 0.30000 0.05113 -0.02547 0.35000 0.05045 -0.02671 0.40000 0.04919 -0.02720 0.45000 0.04720 -0.02692 0.50000 0.04451 -0.02596 0.55000 0.04112 -0.02440 0.60000 0.03714 -0.02236 0.65000 0.03266 -0.01992 0.70000 0.02786 -0.01718 0.75000 0.02288 -0.01423 0.80000 0.01785 -0.01118 0.85000 0.01291 -0.00810 0.90000 0.00819 -0.00510 0.95000 0.00382 -0.00228 1.00000 0.00207 -0.00079 前縁半径 r/C=0.00904 円中心 X/C=0.00902, Y/C=-0.00553 ここに、Ｘは翼型の翼弦線に沿って前縁から後縁に向う
距離、Ｃは翼型断面の翼弦方向の長さ、Ｙｕｐは翼弦線
から上面までの距離、Ｙｌｏｗは翼弦線から下面までの
距離、ｒは前縁半径である。
記の座標系によって実質的に定義され、翼型の前縁形状
が下記の前縁半径および円中心によって実質的に定義さ
れた厚み比８％の翼型（以下、ＡＫ０８０Ｆと称する）
を基準として、該上面座標および下面座標の各数値に関
して±３％の誤差範囲内にあるヘリコプタブレード用翼
型である。 X/C Yup/C Ylow/C 0.00000 -0.00611 -0.00611 0.00100 -0.00114 -0.00953 0.00250 0.00268 -0.01084 0.00500 0.00588 -0.01231 0.00750 0.00908 -0.01294 0.01000 0.01163 -0.01340 0.01750 0.01794 -0.01438 0.02500 0.02285 -0.01504 0.05000 0.03394 -0.01658 0.07500 0.04051 -0.01765 0.10000 0.04455 -0.01842 0.15000 0.04883 -0.01979 0.20000 0.05068 -0.02164 0.25000 0.05129 -0.02365 0.30000 0.05113 -0.02547 0.35000 0.05045 -0.02671 0.40000 0.04919 -0.02720 0.45000 0.04720 -0.02692 0.50000 0.04451 -0.02596 0.55000 0.04112 -0.02440 0.60000 0.03714 -0.02236 0.65000 0.03266 -0.01992 0.70000 0.02786 -0.01718 0.75000 0.02288 -0.01423 0.80000 0.01785 -0.01118 0.85000 0.01291 -0.00810 0.90000 0.00819 -0.00510 0.95000 0.00382 -0.00228 1.00000 0.00207 -0.00079 前縁半径 r/C=0.00904 円中心 X/C=0.00902, Y/C=-0.00553 ここに、Ｘは翼型の翼弦線に沿って前縁から後縁に向う
距離、Ｃは翼型断面の翼弦方向の長さ、Ｙｕｐは翼弦線
から上面までの距離、Ｙｌｏｗは翼弦線から下面までの
距離、ｒは前縁半径である。
【００１８】本発明に従えば、上述と同様に、従来の対
称翼（たとえばＮＡＣＡ０００８）と比べて前縁半径お
よびキャンバラインを最適化し、本出願人が先に出願し
た特願平８−５２１２１号の翼型ＡＫ０８０ＡおよびＡ
Ｋ０８０Ｂに比べて最適な前縁ドループを付加し、さら
に後縁形状の最適化も行っているため、モーメント係数
を小さく抑えながら翼型の上面における圧力分布が平坦
化され、従来と比べて主ロータ回転音の騒音レベルを数
ｄＢ程度低減でき、しかも最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大
きく向上する。また、本発明の翼型では抗力発散マッハ
数Ｍｄｄも大きくなるため、ＨＳＩ騒音の原因となる衝
撃波の発生も抑制できる。
称翼（たとえばＮＡＣＡ０００８）と比べて前縁半径お
よびキャンバラインを最適化し、本出願人が先に出願し
た特願平８−５２１２１号の翼型ＡＫ０８０ＡおよびＡ
Ｋ０８０Ｂに比べて最適な前縁ドループを付加し、さら
に後縁形状の最適化も行っているため、モーメント係数
を小さく抑えながら翼型の上面における圧力分布が平坦
化され、従来と比べて主ロータ回転音の騒音レベルを数
ｄＢ程度低減でき、しかも最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大
きく向上する。また、本発明の翼型では抗力発散マッハ
数Ｍｄｄも大きくなるため、ＨＳＩ騒音の原因となる衝
撃波の発生も抑制できる。
【００１９】また本発明は、上記厚み比８％の翼型（Ａ
Ｋ０８０Ｆ）を基準として、厚み比５％〜１１％の範囲
で定義される翼型であって、該上面座標および下面座標
の各数値に関して±３％の誤差範囲内にあるヘリコプタ
ブレード用翼型である。
Ｋ０８０Ｆ）を基準として、厚み比５％〜１１％の範囲
で定義される翼型であって、該上面座標および下面座標
の各数値に関して±３％の誤差範囲内にあるヘリコプタ
ブレード用翼型である。
【００２０】本発明に従えば、厚み比８％の翼型（ＡＫ
０８０Ｆ）を基準として、Ｙｕｐ／ＣおよびＹｌｏｗ／
Ｃの各数値に対して全ての翼弦線Ｘ／Ｃに渡って５／８
を乗算することによって、厚み比５％の翼型（ＡＫ０５
０Ｆ）が得られ、一方、１１／８を乗算することによっ
て、厚み比１１％の翼型（ＡＫ１１０Ｆ）が得られる。
したがって、基準翼型（ＡＫ０８０Ｆ）に対して一定の
比率で乗算して、厚み比５％〜１１％の範囲内にある翼
型は同様な効果を達成できる。
０８０Ｆ）を基準として、Ｙｕｐ／ＣおよびＹｌｏｗ／
Ｃの各数値に対して全ての翼弦線Ｘ／Ｃに渡って５／８
を乗算することによって、厚み比５％の翼型（ＡＫ０５
０Ｆ）が得られ、一方、１１／８を乗算することによっ
て、厚み比１１％の翼型（ＡＫ１１０Ｆ）が得られる。
したがって、基準翼型（ＡＫ０８０Ｆ）に対して一定の
比率で乗算して、厚み比５％〜１１％の範囲内にある翼
型は同様な効果を達成できる。
【００２１】
【発明の実施の形態】図１（ａ）は、本発明の実施の第
１形態であるＡＫ０８０Ｅの翼型形状を示すグラフであ
り、厚み比ｔ／ｃ＝８％の例である。図１（ｂ）は、本
発明の実施の第２形態であるＡＫ０８０Ｆの翼型形状を
示すグラフであり、厚み比ｔ／ｃ＝８％の例である。
１形態であるＡＫ０８０Ｅの翼型形状を示すグラフであ
り、厚み比ｔ／ｃ＝８％の例である。図１（ｂ）は、本
発明の実施の第２形態であるＡＫ０８０Ｆの翼型形状を
示すグラフであり、厚み比ｔ／ｃ＝８％の例である。
【００２２】本発明の翼型ＡＫ０８０ＥおよびＡＫ０８
０Ｆは、従来の対称翼（ＮＡＣＡ０００８）と比べて前
縁半径およびキャンバラインさらに前縁ドループの最適
化を図ることによって、翼型の上面における圧力分布、
特に前縁付近で圧力ピークが抑制されて全体の圧力分布
が平坦化される。そのため、従来と比べて主ロータ回転
音の騒音レベルを数ｄＢ程度低減できる。
０Ｆは、従来の対称翼（ＮＡＣＡ０００８）と比べて前
縁半径およびキャンバラインさらに前縁ドループの最適
化を図ることによって、翼型の上面における圧力分布、
特に前縁付近で圧力ピークが抑制されて全体の圧力分布
が平坦化される。そのため、従来と比べて主ロータ回転
音の騒音レベルを数ｄＢ程度低減できる。
【００２３】さらに、本発明の各翼型では先述の形状特
性を保有する（前縁半径、キャンバライン、前縁ドルー
プの最適化）ため、揚力が増加して、結局、最大揚力係
数Ｃｌｍａｘが大きく向上する。
性を保有する（前縁半径、キャンバライン、前縁ドルー
プの最適化）ため、揚力が増加して、結局、最大揚力係
数Ｃｌｍａｘが大きく向上する。
【００２４】また、本発明の各翼型では、抗力発散マッ
ハ数Ｍｄｄも大きくなるため、ＨＳＩ騒音の原因となる
衝撃波の強度も弱めることができる。
ハ数Ｍｄｄも大きくなるため、ＨＳＩ騒音の原因となる
衝撃波の強度も弱めることができる。
【００２５】図２は、本発明および従来の翼型の比較結
果を示すグラフである。このグラフは特開昭５９−１３
４０９６号の第３図に基づいて作成しており、各プロッ
トを示す記号は翼型の略称であり、括弧内の数字は厚み
比（ｔ／ｃ）を示す。
果を示すグラフである。このグラフは特開昭５９−１３
４０９６号の第３図に基づいて作成しており、各プロッ
トを示す記号は翼型の略称であり、括弧内の数字は厚み
比（ｔ／ｃ）を示す。
【００２６】本発明に係る厚み比８％の翼型ＡＫ０８０
ＥおよびＡＫ０８０Ｆでは、抗力発散マッハ数Ｍｄｄは
約０．８４、最大揚力係数Ｃｌｍａｘは約１．４２とい
う数値になり、従来の翼型と比べて両数値とも大きく向
上している。そのため、図４で示したように、ロータが
一回転する場合に、マッハ数および揚力係数の座標が通
過する軌跡を全体として図４の右上方向にシフトするこ
とが可能になり、ヘリコプタブレード用翼型として優れ
ていることが判る。
ＥおよびＡＫ０８０Ｆでは、抗力発散マッハ数Ｍｄｄは
約０．８４、最大揚力係数Ｃｌｍａｘは約１．４２とい
う数値になり、従来の翼型と比べて両数値とも大きく向
上している。そのため、図４で示したように、ロータが
一回転する場合に、マッハ数および揚力係数の座標が通
過する軌跡を全体として図４の右上方向にシフトするこ
とが可能になり、ヘリコプタブレード用翼型として優れ
ていることが判る。
【００２７】また、翼型ＡＫ０８０ＥおよびＡＫ０８０
Ｆを基準として、厚み比を５％に変化させた翼型ＡＫ０
５０ＥおよびＡＫ０５０Ｆは抗力発散マッハ数Ｍｄｄが
大きく向上し、一方、厚み比を１１％に変化させた翼型
ＡＫ１１０ＥおよびＡＫ１１０Ｆは最大揚力係数Ｃｌｍ
ａｘが大きく向上しており、厚み比５％〜１１％の範囲
内の翼型は従来のものと比べて格段に優れていることが
判る。
Ｆを基準として、厚み比を５％に変化させた翼型ＡＫ０
５０ＥおよびＡＫ０５０Ｆは抗力発散マッハ数Ｍｄｄが
大きく向上し、一方、厚み比を１１％に変化させた翼型
ＡＫ１１０ＥおよびＡＫ１１０Ｆは最大揚力係数Ｃｌｍ
ａｘが大きく向上しており、厚み比５％〜１１％の範囲
内の翼型は従来のものと比べて格段に優れていることが
判る。
【００２８】
【発明の効果】以上詳説したように本発明によれば、従
来の厚み比８％の対称翼（たとえばＮＡＣＡ０００８）
と比べて前縁半径およびキャンバラインさらに前縁ドル
ープを最適化しているため、翼型の上面における圧力分
布が平坦化され、従来と比べて主ロータ回転音の騒音レ
ベルを数ｄＢ程度低減でき、しかも最大揚力係数Ｃｌｍ
ａｘが大きく向上する。また、本発明の翼型では抗力発
散マッハ数Ｍｄｄも大きくなるため、ＨＳＩ騒音の原因
となる衝撃波の強度も弱めることができる。
来の厚み比８％の対称翼（たとえばＮＡＣＡ０００８）
と比べて前縁半径およびキャンバラインさらに前縁ドル
ープを最適化しているため、翼型の上面における圧力分
布が平坦化され、従来と比べて主ロータ回転音の騒音レ
ベルを数ｄＢ程度低減でき、しかも最大揚力係数Ｃｌｍ
ａｘが大きく向上する。また、本発明の翼型では抗力発
散マッハ数Ｍｄｄも大きくなるため、ＨＳＩ騒音の原因
となる衝撃波の強度も弱めることができる。
【００２９】こうして抗力発散マッハ数Ｍｄｄおよび最
大揚力係数Ｃｌｍａｘを大きく、かつ騒音レベルを低減
化できるヘリコプタブレード用翼型を実現できる。
大揚力係数Ｃｌｍａｘを大きく、かつ騒音レベルを低減
化できるヘリコプタブレード用翼型を実現できる。
【図１】図１（ａ）は本発明の実施の第１形態であるＡ
Ｋ０８０Ｅの翼型形状を示すグラフであり、図１（ｂ）
は本発明の実施の第２形態であるＡＫ０８０Ｆの翼型形
状を示すグラフである。
Ｋ０８０Ｅの翼型形状を示すグラフであり、図１（ｂ）
は本発明の実施の第２形態であるＡＫ０８０Ｆの翼型形
状を示すグラフである。
【図２】本発明および従来の翼型の比較結果を示すグラ
フである。
フである。
【図３】ヘリコプタが前進飛行する時のロータ空力特性
を示す説明図である。
を示す説明図である。
【図４】ヘリコプタブレードの作動環境を示すグラフで
ある。
ある。
【図５】ヘリコプタが発生する騒音の周波数スペクトル
を示すグラフである。
を示すグラフである。
１ ヘリコプタ
Claims (4)
- 【請求項１】 翼型の上面および下面が下記の座標系に
よって実質的に定義され、翼型の前縁形状が下記の前縁
半径および円中心によって実質的に定義された厚み比８
％の翼型を基準として、該上面座標および下面座標の各
数値に関して±３％の誤差範囲内にあるヘリコプタブレ
ード用翼型。 X/C Yup/C Ylow/C 0.00000 -0.00323 -0.00323 0.00100 0.00155 -0.00758 0.00250 0.00418 -0.00925 0.00500 0.00782 -0.01062 0.00750 0.01060 -0.01155 0.01000 0.01312 -0.01213 0.01750 0.01912 -0.01316 0.02500 0.02381 -0.01388 0.05000 0.03437 -0.01561 0.07500 0.04070 -0.01707 0.10000 0.04466 -0.01852 0.15000 0.04893 -0.02100 0.20000 0.05083 -0.02312 0.25000 0.05150 -0.02506 0.30000 0.05149 -0.02663 0.35000 0.05105 -0.02775 0.40000 0.05016 -0.02835 0.45000 0.04875 -0.02839 0.50000 0.04663 -0.02767 0.55000 0.04359 -0.02618 0.60000 0.03974 -0.02407 0.65000 0.03515 -0.02146 0.70000 0.03000 -0.01847 0.75000 0.02451 -0.01523 0.80000 0.01892 -0.01187 0.85000 0.01347 -0.00851 0.90000 0.00836 -0.00529 0.95000 0.00381 -0.00233 1.00000 0.00207 -0.00079 前縁半径 r/C=0.01073 円中心 X/C=0.01072, Y/C=-0.00373 ここに、Ｘは翼型の翼弦線に沿って前縁から後縁に向う
距離、Ｃは翼型断面の翼弦方向の長さ、Ｙｕｐは翼弦線
から上面までの距離、Ｙｌｏｗは翼弦線から下面までの
距離、ｒは前縁半径である。 - 【請求項２】 請求項１記載の厚み比８％の翼型を基準
として、厚み比５％〜１１％の範囲で定義される翼型で
あって、該上面座標および下面座標の各数値に関して±
３％の誤差範囲内にあるヘリコプタブレード用翼型。 - 【請求項３】 翼型の上面および下面が下記の座標系に
よって実質的に定義され、翼型の前縁形状が下記の前縁
半径および円中心によって実質的に定義された厚み比８
％の翼型を基準として、該上面座標および下面座標の各
数値に関して±３％の誤差範囲内にあるヘリコプタブレ
ード用翼型。 X/C Yup/C Ylow/C 0.00000 -0.00611 -0.00611 0.00100 -0.00114 -0.00953 0.00250 0.00268 -0.01084 0.00500 0.00588 -0.01231 0.00750 0.00908 -0.01294 0.01000 0.01163 -0.01340 0.01750 0.01794 -0.01438 0.02500 0.02285 -0.01504 0.05000 0.03394 -0.01658 0.07500 0.04051 -0.01765 0.10000 0.04455 -0.01842 0.15000 0.04883 -0.01979 0.20000 0.05068 -0.02164 0.25000 0.05129 -0.02365 0.30000 0.05113 -0.02547 0.35000 0.05045 -0.02671 0.40000 0.04919 -0.02720 0.45000 0.04720 -0.02692 0.50000 0.04451 -0.02596 0.55000 0.04112 -0.02440 0.60000 0.03714 -0.02236 0.65000 0.03266 -0.01992 0.70000 0.02786 -0.01718 0.75000 0.02288 -0.01423 0.80000 0.01785 -0.01118 0.85000 0.01291 -0.00810 0.90000 0.00819 -0.00510 0.95000 0.00382 -0.00228 1.00000 0.00207 -0.00079 前縁半径 r/C=0.00904 円中心 X/C=0.00902, Y/C=-0.00553 ここに、Ｘは翼型の翼弦線に沿って前縁から後縁に向う
距離、Ｃは翼型断面の翼弦方向の長さ、Ｙｕｐは翼弦線
から上面までの距離、Ｙｌｏｗは翼弦線から下面までの
距離、ｒは前縁半径である。 - 【請求項４】 請求項３記載の厚み比８％の翼型を基準
として、厚み比５％〜１１％の範囲で定義される翼型で
あって、該上面座標および下面座標の各数値に関して±
３％の誤差範囲内にあるヘリコプタブレード用翼型。
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9291300A JP3051366B2 (ja) | 1997-10-23 | 1997-10-23 | ヘリコプタブレード用翼型 |
| US09/176,954 US6164918A (en) | 1997-10-23 | 1998-10-22 | Helicopter blade aerofoil |
| EP98203566A EP0911257A3 (en) | 1997-10-23 | 1998-10-22 | Helicopter blade aerofoil |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9291300A JP3051366B2 (ja) | 1997-10-23 | 1997-10-23 | ヘリコプタブレード用翼型 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11124093A true JPH11124093A (ja) | 1999-05-11 |
| JP3051366B2 JP3051366B2 (ja) | 2000-06-12 |
Family
ID=17767116
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP9291300A Expired - Lifetime JP3051366B2 (ja) | 1997-10-23 | 1997-10-23 | ヘリコプタブレード用翼型 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6164918A (ja) |
| EP (1) | EP0911257A3 (ja) |
| JP (1) | JP3051366B2 (ja) |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| US6315522B1 (en) | 1999-02-23 | 2001-11-13 | Advanced Technology Institute Of Commuter-Helicopter, Ltd. | Helicopter blade aerofoil and helicopter blade |
| JP2007090994A (ja) * | 2005-09-28 | 2007-04-12 | Society Of Japanese Aerospace Co Inc | ブレード翼型の評価方法および設計方法 |
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| EP3112258B1 (en) * | 2015-07-03 | 2017-09-13 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Airfoils for rotor blades of rotary wing aircrafts |
| CN105711833B (zh) * | 2016-03-08 | 2018-04-10 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 直升机主桨叶 |
| FR3077802B1 (fr) * | 2018-02-15 | 2020-09-11 | Airbus Helicopters | Methode de determination d'un cercle initial de bord d'attaque des profils aerodynamiques d'une pale et d'amelioration de la pale afin d'augmenter son incidence negative de decrochage |
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