JPH1191692A - 回転翼航空機の回転翼羽根 - Google Patents
回転翼航空機の回転翼羽根Info
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- JPH1191692A JPH1191692A JP25836697A JP25836697A JPH1191692A JP H1191692 A JPH1191692 A JP H1191692A JP 25836697 A JP25836697 A JP 25836697A JP 25836697 A JP25836697 A JP 25836697A JP H1191692 A JPH1191692 A JP H1191692A
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- Japan
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- wing
- airfoil
- chord
- rotor blade
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 マッハ数０．６〜０．８、揚力係数１．０〜
０．６付近の回転翼羽根表面の局所マッハ数を抑制し、
衝撃失速を起こりにくくし、回転翼羽根／渦干渉騒音を
低減する断面形状を有する回転翼航空機の回転翼羽根を
提供する。 【解決手段】 高マッハ数かつ零揚力係数の条件下で、
最大揚力係数Ｃlmaxと零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddが大
きい翼型の断面形状を基礎として、これに軽減アフト・
キャンバーを付加し、前縁ドループを緩和し、後縁部の
翼厚を絞り込み、必要に応じて後縁部にはね上げ部を設
けた。
０．６付近の回転翼羽根表面の局所マッハ数を抑制し、
衝撃失速を起こりにくくし、回転翼羽根／渦干渉騒音を
低減する断面形状を有する回転翼航空機の回転翼羽根を
提供する。 【解決手段】 高マッハ数かつ零揚力係数の条件下で、
最大揚力係数Ｃlmaxと零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddが大
きい翼型の断面形状を基礎として、これに軽減アフト・
キャンバーを付加し、前縁ドループを緩和し、後縁部の
翼厚を絞り込み、必要に応じて後縁部にはね上げ部を設
けた。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、回転翼航空機の回
転翼羽根に係り、特に最大揚力係数、抵抗発散マッハ数
等によって評価される回転翼羽根の基本性能を高いレベ
ルで維持しつつ、先行する回転翼羽根の翼端渦に後続す
る回転翼羽根が干渉することによって生じる騒音を低減
する回転翼航空機の回転翼羽根に関する。
転翼羽根に係り、特に最大揚力係数、抵抗発散マッハ数
等によって評価される回転翼羽根の基本性能を高いレベ
ルで維持しつつ、先行する回転翼羽根の翼端渦に後続す
る回転翼羽根が干渉することによって生じる騒音を低減
する回転翼航空機の回転翼羽根に関する。
【０００２】
【従来の技術】一般に、回転翼航空機の回転翼羽根の断
面形状として、ＮＡＣＡ（ＮＡＳＡ米航空宇宙局の前
身）によって開発された翼型が広く採用されてきた。Ｎ
ＡＣＡの翼型の代表的なものとしては、ＮＡＣＡ００１
２及びＮＡＣＡ２３０１２が知られている。
面形状として、ＮＡＣＡ（ＮＡＳＡ米航空宇宙局の前
身）によって開発された翼型が広く採用されてきた。Ｎ
ＡＣＡの翼型の代表的なものとしては、ＮＡＣＡ００１
２及びＮＡＣＡ２３０１２が知られている。
【０００３】これに対して、本願出願人は先に特願平３
−１３１４２８号出願により、回転翼航空機の翼型とし
てより高性能な翼型を提案した。この翼型は、上記ＮＡ
ＣＡの翼型より高い最大揚力係数Ｃlmax及び零揚力抵抗
発散マッハ数Ｍddを有しているものであった。
−１３１４２８号出願により、回転翼航空機の翼型とし
てより高性能な翼型を提案した。この翼型は、上記ＮＡ
ＣＡの翼型より高い最大揚力係数Ｃlmax及び零揚力抵抗
発散マッハ数Ｍddを有しているものであった。
【０００４】図１０は、上記特願平３−１３１４２８の
翼型のうち、Ｕ８９６Ｈ−１０，Ｕ８９６Ｈ−１０Ｕ
Ｒ，Ｕ８９６Ｈ−０８，Ｕ８９６Ｈ−０９，Ｕ８９６Ｈ
−１２という翼型の断面形状を示している。これらの翼
型は、翼前縁から約３０％弦長の点までの部分を正キャ
ンバーの形状とし、翼の約３０％弦長の点から約９０％
弦長の点までの部分を実質的に上下面対称な形状として
いる。これら翼型は、上記断面形状により、最大揚力係
数Ｃlmaxを大きくし、かつ対気速度が大きく（この条件
を以下「高マッハ数」の状態ということにする）、迎角
が小さい（揚力係数が零となる条件が客観的な評価に好
都合であるので、揚力係数が零となる条件を基準にす
る。この条件を以下「零揚力係数」ということにする）
という条件で、零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddを大きくす
ることができる。
翼型のうち、Ｕ８９６Ｈ−１０，Ｕ８９６Ｈ−１０Ｕ
Ｒ，Ｕ８９６Ｈ−０８，Ｕ８９６Ｈ−０９，Ｕ８９６Ｈ
−１２という翼型の断面形状を示している。これらの翼
型は、翼前縁から約３０％弦長の点までの部分を正キャ
ンバーの形状とし、翼の約３０％弦長の点から約９０％
弦長の点までの部分を実質的に上下面対称な形状として
いる。これら翼型は、上記断面形状により、最大揚力係
数Ｃlmaxを大きくし、かつ対気速度が大きく（この条件
を以下「高マッハ数」の状態ということにする）、迎角
が小さい（揚力係数が零となる条件が客観的な評価に好
都合であるので、揚力係数が零となる条件を基準にす
る。この条件を以下「零揚力係数」ということにする）
という条件で、零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddを大きくす
ることができる。
【０００５】図１１に、上記特願平３−１３１４２８の
翼型とＮＡＣＡの翼型の最大揚力係数Ｃlmaxと零揚力抵
抗発散マッハ数Ｍddを比較したグラフを示す。
翼型とＮＡＣＡの翼型の最大揚力係数Ｃlmaxと零揚力抵
抗発散マッハ数Ｍddを比較したグラフを示す。
【０００６】図１１のグラフは、縦軸にマッハ数０．４
における最大揚力係数Ｃlmax、横軸に零揚力抵抗発散マ
ッハ数Ｍddを示し、座標面上に各翼型をプロットしたも
のである。回転翼航空機の回転翼羽根としては、揚力が
大きくかつ抵抗が小さい翼型、すなわち、最大揚力係数
Ｃlmaxが大きくかつ零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddが大き
い翼型が高性能の翼型ということができる。
における最大揚力係数Ｃlmax、横軸に零揚力抵抗発散マ
ッハ数Ｍddを示し、座標面上に各翼型をプロットしたも
のである。回転翼航空機の回転翼羽根としては、揚力が
大きくかつ抵抗が小さい翼型、すなわち、最大揚力係数
Ｃlmaxが大きくかつ零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddが大き
い翼型が高性能の翼型ということができる。
【０００７】図１１のグラフに示すように、特願平３−
１３１４２８の翼型は翼型ＮＡＣＡ００１２、ＮＡＣＡ
２３０１２に比べ、最大揚力係数Ｃlmaxまたは零揚力抵
抗発散マッハ数Ｍddが高く、高性能な翼型であるという
ことができる。
１３１４２８の翼型は翼型ＮＡＣＡ００１２、ＮＡＣＡ
２３０１２に比べ、最大揚力係数Ｃlmaxまたは零揚力抵
抗発散マッハ数Ｍddが高く、高性能な翼型であるという
ことができる。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、回転航
空機が着陸のため降下する時は、図１２に模式的に示す
ように、先行する回転翼羽根の翼端渦に後続する回転翼
羽根が干渉・衝突することがある。
空機が着陸のため降下する時は、図１２に模式的に示す
ように、先行する回転翼羽根の翼端渦に後続する回転翼
羽根が干渉・衝突することがある。
【０００９】上記先行する回転翼羽根によって引き起さ
れる翼端渦は渦状の速度場を誘起し、後続回転翼羽根が
これと干渉・衝突する時に後続回転翼羽根が回転翼航空
機の前進方向側にあると、渦状速度場との相乗効果によ
って後続回転翼羽根が高マッハ数かつ高揚力係数の気流
状態に置かれる。図１３に後続回転翼羽根が高マッハ数
かつ高揚力係数に置かれる様子を示す。
れる翼端渦は渦状の速度場を誘起し、後続回転翼羽根が
これと干渉・衝突する時に後続回転翼羽根が回転翼航空
機の前進方向側にあると、渦状速度場との相乗効果によ
って後続回転翼羽根が高マッハ数かつ高揚力係数の気流
状態に置かれる。図１３に後続回転翼羽根が高マッハ数
かつ高揚力係数に置かれる様子を示す。
【００１０】高マッハ数かつ高揚力係数状態では、衝撃
波の発生と成長を原因とする失速が生じ、回転翼羽根表
面の圧力が急激に変化して大きな騒音を発生する。この
ようにして発生する騒音は回転翼羽根／渦干渉騒音と呼
ばれ、回転翼航空機の降下中に地域住民に与える騒音の
大部分を占めている。
波の発生と成長を原因とする失速が生じ、回転翼羽根表
面の圧力が急激に変化して大きな騒音を発生する。この
ようにして発生する騒音は回転翼羽根／渦干渉騒音と呼
ばれ、回転翼航空機の降下中に地域住民に与える騒音の
大部分を占めている。
【００１１】本願出願人が先に提案した特願平３−１３
１４２８の翼型は高マッハ数かつ零揚力係数状態におい
て著しい抵抗の低減を達成するため、この状態での衝撃
波の発生と成長の抑制を実現しているが、高マッハ数か
つ高揚力状態における回転翼羽根／渦干渉騒音の低減に
ついてはなお改善の余地があった。
１４２８の翼型は高マッハ数かつ零揚力係数状態におい
て著しい抵抗の低減を達成するため、この状態での衝撃
波の発生と成長の抑制を実現しているが、高マッハ数か
つ高揚力状態における回転翼羽根／渦干渉騒音の低減に
ついてはなお改善の余地があった。
【００１２】回転翼羽根／渦干渉騒音は回転翼羽根の翼
面の衝撃失速によるところが大きい。一般に、迎角を一
定にして一様流のマッハ数を増加させていくと、回転翼
羽根表面に衝撃波が発生し、さらに成長して局所マッハ
数ピークが高くなり、回転翼羽根の表面の流れが不安定
となる。そして局所マッハ数が所定の値を超えると衝撃
失速を生じる。図１４に衝撃失速が生じるまでの様子を
示す。
面の衝撃失速によるところが大きい。一般に、迎角を一
定にして一様流のマッハ数を増加させていくと、回転翼
羽根表面に衝撃波が発生し、さらに成長して局所マッハ
数ピークが高くなり、回転翼羽根の表面の流れが不安定
となる。そして局所マッハ数が所定の値を超えると衝撃
失速を生じる。図１４に衝撃失速が生じるまでの様子を
示す。
【００１３】翼型の衝撃失速に対する性能の評価として
衝撃失速境界がある。図１５は縦軸に揚力係数Ｃｌ、横
軸に一様流のマッハ数をとり、衝撃失速境界を示したも
のである。
衝撃失速境界がある。図１５は縦軸に揚力係数Ｃｌ、横
軸に一様流のマッハ数をとり、衝撃失速境界を示したも
のである。
【００１４】図１５から明らかなように、回転翼羽根／
渦干渉騒音の低減のためには、衝撃失速を抑制するこ
と、すなわち局所マッハ数ピークを抑制することが要求
される。
渦干渉騒音の低減のためには、衝撃失速を抑制するこ
と、すなわち局所マッハ数ピークを抑制することが要求
される。
【００１５】特願平３−１３１４２８の翼型は、高マッ
ハ数かつ零揚力係数における局所マッハ数ピークの抑制
を効果的に行っている。しかし、高マッハ数かつ高揚力
係数状態（マッハ数：０．６〜０．８、揚力係数：１．
０〜０．６）における局所マッハ数ピークの抑制にはな
お改良の余地があった。
ハ数かつ零揚力係数における局所マッハ数ピークの抑制
を効果的に行っている。しかし、高マッハ数かつ高揚力
係数状態（マッハ数：０．６〜０．８、揚力係数：１．
０〜０．６）における局所マッハ数ピークの抑制にはな
お改良の余地があった。
【００１６】そこで、本発明が解決しようとする課題
は、マッハ数０．６〜０．８、揚力係数１．０〜０．６
付近の局所マッハ数ピークを抑制し、衝撃失速を起こし
にくくすることにより、回転翼羽根／渦干渉騒音の低減
を実現し、かつ、高い翼型性能を有する回転翼航空機の
回転翼羽根を提供することにある。
は、マッハ数０．６〜０．８、揚力係数１．０〜０．６
付近の局所マッハ数ピークを抑制し、衝撃失速を起こし
にくくすることにより、回転翼羽根／渦干渉騒音の低減
を実現し、かつ、高い翼型性能を有する回転翼航空機の
回転翼羽根を提供することにある。
【００１７】
【課題を解決するための手段】上記課題を解決するため
に、本発明による回転翼航空機の回転翼羽根は特願平３
−１３１４２８に示された翼型Ｕ８９６Ｈ−１０を基本
として軽減アフト・キャンバーをつけ、最小限の縦揺モ
ーメント特性を有するようにドループを緩和するととも
に、後縁で著しい剥離を生じない程度にはね上げを設け
たものである。具体的には特許請求の範囲の請求項１な
いし３に記載する翼断面形状を有するものである。な
お、軽減アフト・キャンバーを図１６に示す。
に、本発明による回転翼航空機の回転翼羽根は特願平３
−１３１４２８に示された翼型Ｕ８９６Ｈ−１０を基本
として軽減アフト・キャンバーをつけ、最小限の縦揺モ
ーメント特性を有するようにドループを緩和するととも
に、後縁で著しい剥離を生じない程度にはね上げを設け
たものである。具体的には特許請求の範囲の請求項１な
いし３に記載する翼断面形状を有するものである。な
お、軽減アフト・キャンバーを図１６に示す。
【００１８】アフト・キャンバーの作用、すなわちアフ
ト・キャンバーを設けたことによる局所マッハ数の分布
の変化を図１７に示す。
ト・キャンバーを設けたことによる局所マッハ数の分布
の変化を図１７に示す。
【００１９】図１７に示すように、アフト・キャンバー
の適用により、遷音速領域で翼型上面の超音速部分が翼
後縁にまで引き伸ばされ、その効果により翼型上面の局
所マッハ数ピークが下げられ、衝撃失速が抑制される。
の適用により、遷音速領域で翼型上面の超音速部分が翼
後縁にまで引き伸ばされ、その効果により翼型上面の局
所マッハ数ピークが下げられ、衝撃失速が抑制される。
【００２０】本発明による翼型は、アフト・キャンバー
として図１６に示すように、最大キャンバー位置を完全
にスーパー・クリティカル翼型のアフト・キャンバーの
それよりも前方である７０％弦長の点に位置させ、２５
％弦長と最大キャンバー位置間のモーメント・アームを
短くした軽減アフト・キャンバーを採用している。この
軽減アフト・キャンバーの採用は、上述した局所マッハ
数ピークの引き下げを可能にするとともに、縦揺モーメ
ントの増加を抑制することができる。
として図１６に示すように、最大キャンバー位置を完全
にスーパー・クリティカル翼型のアフト・キャンバーの
それよりも前方である７０％弦長の点に位置させ、２５
％弦長と最大キャンバー位置間のモーメント・アームを
短くした軽減アフト・キャンバーを採用している。この
軽減アフト・キャンバーの採用は、上述した局所マッハ
数ピークの引き下げを可能にするとともに、縦揺モーメ
ントの増加を抑制することができる。
【００２１】また、本発明による回転翼羽根において、
翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と比較して最大揚力係数と同時に
縦揺モーメントも増加させるドループ（翼型の前縁形状
における頭下げ形状）を緩和したこと、すなわち翼型の
前縁形状の頭下げ形状を少なくしたこと、及び翼型後縁
で下向きの空気力を発生して翼型に頭上げの縦揺モーメ
ントを付与する効果があるはね上げをつけたことによっ
て、縦揺モーメントの増加をさらに抑制することができ
る。
翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と比較して最大揚力係数と同時に
縦揺モーメントも増加させるドループ（翼型の前縁形状
における頭下げ形状）を緩和したこと、すなわち翼型の
前縁形状の頭下げ形状を少なくしたこと、及び翼型後縁
で下向きの空気力を発生して翼型に頭上げの縦揺モーメ
ントを付与する効果があるはね上げをつけたことによっ
て、縦揺モーメントの増加をさらに抑制することができ
る。
【００２２】上記諸作用により、本発明は従来の翼型Ｕ
８９６Ｈ−１０を基本として、その特長である高い零揚
力抵抗係数と最大揚力係数を同等に維持しつつ、衝撃失
速を起こりにくくする一方、縦揺モーメントも同等に維
持した回転翼航空機の回転翼羽根を提供することができ
る。
８９６Ｈ−１０を基本として、その特長である高い零揚
力抵抗係数と最大揚力係数を同等に維持しつつ、衝撃失
速を起こりにくくする一方、縦揺モーメントも同等に維
持した回転翼航空機の回転翼羽根を提供することができ
る。
【００２３】
【発明の実施の形態】以下本発明の実施の形態について
添付の図面を参照して説明する。本発明の目的は、回転
翼羽根／渦干渉騒音の低減のため、衝撃失速を起こりに
くくする点にあるが、回転翼航空機の翼型に要求される
基本性能である零揚力抵抗発散マッハ数、最大揚力係
数、縦揺れモーメントとの高レベルでのバランスにも配
慮している。最初にこれらの翼型性能について説明す
る。 ［零揚力抵抗発散マッハ数と最大揚力係数］図９は飛行
中の回転翼航空機の回転翼羽根の先端部及び中央部に作
用する気流の迎角αとマッハ数Ｍの関係を示している。
図中矢印Ｐは回転翼航空機の進行方向を示しており、矢
印Ｒは回転翼羽根の回転方向を示している。迎角αとマ
ッハ数Ｍの関係を示すグラフでは、縦軸に迎角α、横軸
にマッハ数Ｍをとり、曲線Ａは回転翼羽根の先端部ａ，
ａ′、曲線Ｂは回転翼羽根の中央部ｂ，ｂ′のそれぞれ
の気流に対する迎角αとマッハ数Ｍの関係を経時的に示
している。
添付の図面を参照して説明する。本発明の目的は、回転
翼羽根／渦干渉騒音の低減のため、衝撃失速を起こりに
くくする点にあるが、回転翼航空機の翼型に要求される
基本性能である零揚力抵抗発散マッハ数、最大揚力係
数、縦揺れモーメントとの高レベルでのバランスにも配
慮している。最初にこれらの翼型性能について説明す
る。 ［零揚力抵抗発散マッハ数と最大揚力係数］図９は飛行
中の回転翼航空機の回転翼羽根の先端部及び中央部に作
用する気流の迎角αとマッハ数Ｍの関係を示している。
図中矢印Ｐは回転翼航空機の進行方向を示しており、矢
印Ｒは回転翼羽根の回転方向を示している。迎角αとマ
ッハ数Ｍの関係を示すグラフでは、縦軸に迎角α、横軸
にマッハ数Ｍをとり、曲線Ａは回転翼羽根の先端部ａ，
ａ′、曲線Ｂは回転翼羽根の中央部ｂ，ｂ′のそれぞれ
の気流に対する迎角αとマッハ数Ｍの関係を経時的に示
している。
【００２４】曲線Ａ，Ｂからもわかるように、回転翼羽
根に作用する迎角とマッハ数は、飛行中に回転翼羽根が
方向Ｒに回転することと、回転翼羽根の回転面が回転航
空機の飛行方向Ｐに傾斜していることにより、回転翼羽
根が回転翼航空機の進行方向Ｐに向かって移動している
ときは対気速度（マッハ数Ｍ）が大きく、迎角αが小さ
い。一方、回転翼羽根が回転航空機の進行方向Ｐと反対
の方向に向かって移動しているときは、対気速度（マッ
ハ数Ｍ）は小さく、迎角αは大きい。
根に作用する迎角とマッハ数は、飛行中に回転翼羽根が
方向Ｒに回転することと、回転翼羽根の回転面が回転航
空機の飛行方向Ｐに傾斜していることにより、回転翼羽
根が回転翼航空機の進行方向Ｐに向かって移動している
ときは対気速度（マッハ数Ｍ）が大きく、迎角αが小さ
い。一方、回転翼羽根が回転航空機の進行方向Ｐと反対
の方向に向かって移動しているときは、対気速度（マッ
ハ数Ｍ）は小さく、迎角αは大きい。
【００２５】上述したような気流条件中で作用するた
め、回転翼羽根の翼型の性能は、対気速度（マッハ数
Ｍ）が大きく迎角αが小さいときにおける抵抗と、対気
速度（マッハ数Ｍ）が小さく迎角αが大きいときにおけ
る揚力とにより第一義的に評価される。
め、回転翼羽根の翼型の性能は、対気速度（マッハ数
Ｍ）が大きく迎角αが小さいときにおける抵抗と、対気
速度（マッハ数Ｍ）が小さく迎角αが大きいときにおけ
る揚力とにより第一義的に評価される。
【００２６】高マッハ数かつ低迎角における抵抗の評価
は零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddの高低を用いて行う。零
揚力抵抗発散マッハ数Ｍddは、一般に抵抗係数Ｃd がマ
ッハ数Ｍの増加とともに急激に増加する性質を有してい
ることにより、Ｃd とＭの関係を示す曲線の傾きｄ（Ｃ
d ）／ｄ（Ｍ）が０．１となるマッハ数をいう。Ｍddが
高い翼型ほど高マッハ数かつ零揚力係数における抵抗が
小さい。
は零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddの高低を用いて行う。零
揚力抵抗発散マッハ数Ｍddは、一般に抵抗係数Ｃd がマ
ッハ数Ｍの増加とともに急激に増加する性質を有してい
ることにより、Ｃd とＭの関係を示す曲線の傾きｄ（Ｃ
d ）／ｄ（Ｍ）が０．１となるマッハ数をいう。Ｍddが
高い翼型ほど高マッハ数かつ零揚力係数における抵抗が
小さい。
【００２７】一方、低マッハ数かつ高迎角における揚力
の評価は、一般に最大揚力係数Ｃlmaxによって評価す
る。 ［縦揺モーメント］縦揺モーメントは翼の頭上げ・頭下
げモーメントであるが、回転翼航空機では前進飛行時に
回転翼羽根が前進側と後退側とでは流速が異なるため、
縦揺モーメントが大きいと周期的な大きな捩じり荷重が
回転翼羽根に加わる。この大きな捩じり荷重の変動は回
転翼羽根の振動を生じる。従って、回転翼羽根には、縦
揺モーメントが小さいことが要求される。
の評価は、一般に最大揚力係数Ｃlmaxによって評価す
る。 ［縦揺モーメント］縦揺モーメントは翼の頭上げ・頭下
げモーメントであるが、回転翼航空機では前進飛行時に
回転翼羽根が前進側と後退側とでは流速が異なるため、
縦揺モーメントが大きいと周期的な大きな捩じり荷重が
回転翼羽根に加わる。この大きな捩じり荷重の変動は回
転翼羽根の振動を生じる。従って、回転翼羽根には、縦
揺モーメントが小さいことが要求される。
【００２８】図１は、本願請求項１または２の実施形態
である翼型Ｕ９５８Ｑ−１０の断面形状を示している。
この翼型Ｕ９５８Ｑ−１０を座標系で表わせば、基礎翼
厚を１０％弦長として下記の表１のようになる。
である翼型Ｕ９５８Ｑ−１０の断面形状を示している。
この翼型Ｕ９５８Ｑ−１０を座標系で表わせば、基礎翼
厚を１０％弦長として下記の表１のようになる。
【００２９】 表 １ 上 面 下 面 ＸU ／ｃ（％） ＹU ／ｃ（％） ＸL ／ｃ（％） ＹL ／ｃ（％） ０．０００ ０．０００ ０．０００ ０．０００ ０．１５０ ０．８０６ ０．１５０ −０．５２５ ０．５００ １．４２４ ０．５００ −０．８６８ １．２５０ ２．１８８ １．２５０ −１．２９２ ２．５００ ２．９８１ ２．５００ −１．７２５ ５．０００ ３．９６６ ５．０００ −２．２９８ ６．０００ ４．２８８ ６．０００ −２．４６７ ７．５００ ４．６４４ ７．５００ −２．６７８ １０．０００ ５．０６６ １０．０００ −２．９４９ １５．０００ ５．５６６ １５．０００ −３．３０３ ２０．０００ ５．７９１ ２０．０００ −３．５３７ ３０．０００ ５．９２６ ３０．０００ −３．９７０ ４０．０００ ５．９０８ ４０．０００ −４．０６１ ５０．０００ ５．７６１ ５０．０００ −３．７３１ ６０．０００ ５．２７０ ６０．０００ −３．０７５ ７０．０００ ４．３２４ ７０．０００ −２．２２９ ８０．０００ ２．９２２ ８０．０００ −１．３７８ ９０．０００ １．２７４ ９０．０００ −０．６２５ ９５．０００ ０．４０６ ９５．０００ −０．２９５ １００．０００ ０．２３０ １００．０００ −０．２３０ 図１において、ｃは翼弦長、ＸU ，ＸL は翼前縁からの
距離、ＹU ，ＹL は翼上面と翼下面の翼弦からの垂直距
離とする。なお、翼型Ｕ９５８Ｑ−１０の翼型中心線の
翼後縁のはね上げ角は、翼弦を水平面として約０．０５
°である。
距離、ＹU ，ＹL は翼上面と翼下面の翼弦からの垂直距
離とする。なお、翼型Ｕ９５８Ｑ−１０の翼型中心線の
翼後縁のはね上げ角は、翼弦を水平面として約０．０５
°である。
【００３０】上記翼型Ｕ９５８Ｑ−１０と、特願平３−
１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０の中心線を比較し
たものを図２に示す。図２に示すように、本発明に係る
翼型Ｕ９５８Ｑ−１０は、約３０％弦長の点から後方の
部分に余弦曲線を組み合わせた軽減アフト・キャンバー
を採用している。この軽減アフト・キャンバーにより、
翼型Ｕ９５８Ｑ−１０においては衝撃失速を抑制するこ
とができる。衝撃失速の抑制により騒音の発生を抑制す
ることができる。
１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０の中心線を比較し
たものを図２に示す。図２に示すように、本発明に係る
翼型Ｕ９５８Ｑ−１０は、約３０％弦長の点から後方の
部分に余弦曲線を組み合わせた軽減アフト・キャンバー
を採用している。この軽減アフト・キャンバーにより、
翼型Ｕ９５８Ｑ−１０においては衝撃失速を抑制するこ
とができる。衝撃失速の抑制により騒音の発生を抑制す
ることができる。
【００３１】また、翼型Ｕ９５８Ｑ−１０は、ドループ
を緩和していること、はね上げをつけていることによっ
て縦揺モーメントを更に抑制することができる。
を緩和していること、はね上げをつけていることによっ
て縦揺モーメントを更に抑制することができる。
【００３２】図３に本実施形態の翼型Ｕ９５８Ｑ−１０
と、特願平３−１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０の
翼厚分布を比較したものを示す。図３から明らかなよう
に、本実施形態の翼型Ｕ９５８Ｑ−１０は後縁厚さを絞
り込んでいる。
と、特願平３−１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０の
翼厚分布を比較したものを示す。図３から明らかなよう
に、本実施形態の翼型Ｕ９５８Ｑ−１０は後縁厚さを絞
り込んでいる。
【００３３】図４に本実施形態による翼型Ｕ９５８Ｑ−
１０と特願平３−１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０
の衝撃失速境界を比較したものを示す。図４は、縦軸に
揚力係数Ｃ１、横軸に一様流のマッハ数Ｍをとり、翼型
Ｕ９５８Ｑ−１０と翼型Ｕ８９６Ｈ−１０の衝撃失速を
生じる点をプロットしてつなげたものである。図から明
らかなように、本実施形態の翼型Ｕ９５８Ｑ−１０は、
従来の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と比較してマッハ数０．６
〜０．８で衝撃失速境界の揚力係数Ｃ１が平均で＋０．
１増加しており、増加が最も少ない所でも＋０．０５増
加している。
１０と特願平３−１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０
の衝撃失速境界を比較したものを示す。図４は、縦軸に
揚力係数Ｃ１、横軸に一様流のマッハ数Ｍをとり、翼型
Ｕ９５８Ｑ−１０と翼型Ｕ８９６Ｈ−１０の衝撃失速を
生じる点をプロットしてつなげたものである。図から明
らかなように、本実施形態の翼型Ｕ９５８Ｑ−１０は、
従来の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と比較してマッハ数０．６
〜０．８で衝撃失速境界の揚力係数Ｃ１が平均で＋０．
１増加しており、増加が最も少ない所でも＋０．０５増
加している。
【００３４】図５に本実施形態による翼型Ｕ９５８Ｑ−
１０と特願平３−１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０
の零揚力縦揺モーメント係数を比較したものを示す。図
５は、縦軸に２５％弦長点における零揚力縦揺モーメン
ト係数Ｃｍ1/4 、横軸に一様流のマッハ数Ｍをとり、翼
型Ｕ９５８Ｑ−１０と翼型Ｕ８９６Ｈ−１０の各マッハ
数における零揚力縦揺モーメント係数をプロットしたも
のである。図５から明らかなように、翼型Ｕ９５８Ｑ−
１０は翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と同程度に縦揺モーメント
を抑えている。
１０と特願平３−１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０
の零揚力縦揺モーメント係数を比較したものを示す。図
５は、縦軸に２５％弦長点における零揚力縦揺モーメン
ト係数Ｃｍ1/4 、横軸に一様流のマッハ数Ｍをとり、翼
型Ｕ９５８Ｑ−１０と翼型Ｕ８９６Ｈ−１０の各マッハ
数における零揚力縦揺モーメント係数をプロットしたも
のである。図５から明らかなように、翼型Ｕ９５８Ｑ−
１０は翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と同程度に縦揺モーメント
を抑えている。
【００３５】図６に本実施形態の翼型Ｕ９５８Ｑ−１０
と従来の翼型の最大揚力係数Ｃlmax（マッハ数０．４）
及び零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddによる翼型性能比較図
を示す。
と従来の翼型の最大揚力係数Ｃlmax（マッハ数０．４）
及び零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddによる翼型性能比較図
を示す。
【００３６】図６は、縦軸にマッハ数０．４における最
大揚力係数Ｃlmax、横軸に零揚力抵抗発散マッハＭddを
とり、座標面上に本実施形態の翼型Ｕ９５８Ｑ−１０と
従来の翼型ＮＡＣＡ００１２、ＮＡＣＡ２３０１２、特
願平３−１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０、Ｕ８９
６Ｈ−１０ＵＲ、Ｕ８９６Ｈ−０８、Ｕ８９６Ｈ−０
９、Ｕ８９６Ｈ−１２のそれぞれの該当点をプロットし
たものである。
大揚力係数Ｃlmax、横軸に零揚力抵抗発散マッハＭddを
とり、座標面上に本実施形態の翼型Ｕ９５８Ｑ−１０と
従来の翼型ＮＡＣＡ００１２、ＮＡＣＡ２３０１２、特
願平３−１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０、Ｕ８９
６Ｈ−１０ＵＲ、Ｕ８９６Ｈ−０８、Ｕ８９６Ｈ−０
９、Ｕ８９６Ｈ−１２のそれぞれの該当点をプロットし
たものである。
【００３７】図６から明らかなように、本実施形態の翼
型Ｕ９５８Ｑ−１０は特願平３−１３１４２８の各翼型
に比べて零揚力抵抗発散マッハ数Ｍdd及び最大揚力係数
Ｃlmaxがやや低いものの、新世代翼型の性能を有してい
る。
型Ｕ９５８Ｑ−１０は特願平３−１３１４２８の各翼型
に比べて零揚力抵抗発散マッハ数Ｍdd及び最大揚力係数
Ｃlmaxがやや低いものの、新世代翼型の性能を有してい
る。
【００３８】図７は本発明の第二の実施形態による翼型
Ｕ９５８Ｑ−０８の断面形状を示している。
Ｕ９５８Ｑ−０８の断面形状を示している。
【００３９】図８は本発明の第三の実施形態による翼型
Ｕ９５８Ｑ−１２の断面形状を示している。
Ｕ９５８Ｑ−１２の断面形状を示している。
【００４０】上記翼型Ｕ９５８Ｑ−０８と翼型Ｕ９５８
Ｑ−１２は、表１に示した第一実施形態の翼型Ｕ９５８
Ｑ−１０のＹU 、ＹL の値にそれぞれ係数８／１０と１
２／１０を乗じた断面形状を有しているものである。こ
れらの翼型Ｕ９５８Ｑ−０８、Ｕ９５８Ｑ−１２は、翼
型性能において第一実施形態の翼型Ｕ９５８Ｑ−１０と
ほぼ共通している。
Ｑ−１２は、表１に示した第一実施形態の翼型Ｕ９５８
Ｑ−１０のＹU 、ＹL の値にそれぞれ係数８／１０と１
２／１０を乗じた断面形状を有しているものである。こ
れらの翼型Ｕ９５８Ｑ−０８、Ｕ９５８Ｑ−１２は、翼
型性能において第一実施形態の翼型Ｕ９５８Ｑ−１０と
ほぼ共通している。
【００４１】なお、上述した実施形態の翼型Ｕ９５８Ｑ
−１０，Ｕ９５８Ｑ−０８，Ｕ９５８Ｑ−１２は、翼の
後縁付近に微小なはね上げを付加することによって頭下
げモーメントを小さくなるようにしているが、本願発明
はこれに限られず、ある程度の頭下げモーメントを許容
できる場合は、翼の後縁付近を若干下げることにより、
一層大きい最大揚力係数を有する翼型を得ることができ
る。
−１０，Ｕ９５８Ｑ−０８，Ｕ９５８Ｑ−１２は、翼の
後縁付近に微小なはね上げを付加することによって頭下
げモーメントを小さくなるようにしているが、本願発明
はこれに限られず、ある程度の頭下げモーメントを許容
できる場合は、翼の後縁付近を若干下げることにより、
一層大きい最大揚力係数を有する翼型を得ることができ
る。
【００４２】また、翼型Ｕ９５８Ｑ−０８，Ｕ９５８Ｑ
−１２は翼型Ｕ９５８Ｑ−１０の翼面のＹ座標ＹU ，Ｙ
L にそれぞれ係数８／１０と１２／１０を乗じている
が、乗じる係数は上記値に限られず、５／１０ないし１
５／１０の任意の値を乗じることができる。
−１２は翼型Ｕ９５８Ｑ−１０の翼面のＹ座標ＹU ，Ｙ
L にそれぞれ係数８／１０と１２／１０を乗じている
が、乗じる係数は上記値に限られず、５／１０ないし１
５／１０の任意の値を乗じることができる。
【００４３】
【発明の効果】上記説明から明らかなように、本発明に
よる回転翼羽根の翼型は、回転翼羽根の基本性能におい
て、新世代翼型と同等に高い零揚力の抵抗発散マッハ数
と最大揚力係数を有している。
よる回転翼羽根の翼型は、回転翼羽根の基本性能におい
て、新世代翼型と同等に高い零揚力の抵抗発散マッハ数
と最大揚力係数を有している。
【００４４】また、本発明による回転翼羽根は、アフト
・キャンバーをつけることにより衝撃失速を起こりにく
くし、回転翼羽根／渦干渉騒音の低減を達成することが
できる。しかも、最大キャンバーを７０％弦長に位置さ
せた軽減アフト・キャンバーとすることにより、頭下げ
縦揺モーメントの増加を抑制することができる。
・キャンバーをつけることにより衝撃失速を起こりにく
くし、回転翼羽根／渦干渉騒音の低減を達成することが
できる。しかも、最大キャンバーを７０％弦長に位置さ
せた軽減アフト・キャンバーとすることにより、頭下げ
縦揺モーメントの増加を抑制することができる。
【００４５】また、翼後縁部にはね上げを設けた本発明
の回転翼羽根によれば、上記本発明の回転翼羽根の効果
を加えて翼後縁部のはね上げによりさらに頭下げの縦揺
れモーメントを抑制することができる。
の回転翼羽根によれば、上記本発明の回転翼羽根の効果
を加えて翼後縁部のはね上げによりさらに頭下げの縦揺
れモーメントを抑制することができる。
【００４６】さらに、本発明の翼型は回転翼羽根の長さ
方向にそって各位置に最適な性能の翼型にすることがで
きる。すなわち、回転翼羽根の回転面の各半径方向の位
置に応じて翼型の後縁付近に微小なはね上げ、下げ、あ
るいは翼弦から翼面までの距離に所定の係数を乗じて翼
厚を調整することにより、回転翼羽根回転面の半径方向
位置に最適な性能や特性を有する翼型群からなる回転翼
航空機の回転翼羽根を得ることができる。
方向にそって各位置に最適な性能の翼型にすることがで
きる。すなわち、回転翼羽根の回転面の各半径方向の位
置に応じて翼型の後縁付近に微小なはね上げ、下げ、あ
るいは翼弦から翼面までの距離に所定の係数を乗じて翼
厚を調整することにより、回転翼羽根回転面の半径方向
位置に最適な性能や特性を有する翼型群からなる回転翼
航空機の回転翼羽根を得ることができる。
【図１】本発明の第一実施形態による翼型の断面形状を
示した図。
示した図。
【図２】本発明の第一実施形態による翼型と特願平３−
１３１４２８の翼型の中心線の翼弦からの垂直距離を比
較して示した図。
１３１４２８の翼型の中心線の翼弦からの垂直距離を比
較して示した図。
【図３】本発明の第一実施形態による翼型と特願平３−
１３１４２８の翼型の翼厚を比較して示した図。
１３１４２８の翼型の翼厚を比較して示した図。
【図４】本発明の第一実施形態による翼型の特願平３−
１３１４２８の翼型の衝撃失速境界を比較して示した
図。
１３１４２８の翼型の衝撃失速境界を比較して示した
図。
【図５】本発明の第一実施形態による翼型と特願平３−
１３１４２８の翼型の零揚力縦揺モーメント係数を比較
して示した図。
１３１４２８の翼型の零揚力縦揺モーメント係数を比較
して示した図。
【図６】本発明の第一実施形態による翼型と従来の翼型
の最大揚力係数と零揚力抵抗発散マッハ数を比較して示
した図。
の最大揚力係数と零揚力抵抗発散マッハ数を比較して示
した図。
【図７】本発明の第二実施形態による翼型の断面形状を
示した図。
示した図。
【図８】本発明の第三実施形態による翼型の断面形状を
示した図。
示した図。
【図９】前進飛行中の回転翼航空機の回転翼羽根の外翼
部及び内翼部に作用する気流の迎角とマッハ数の関係を
示した図。
部及び内翼部に作用する気流の迎角とマッハ数の関係を
示した図。
【図１０】特願平３−１３１４２８による翼型の断面形
状を示した図。
状を示した図。
【図１１】特願平３−１３１４２８による翼型の最大揚
力係数と零揚力抵抗発散マッハ数を示した図。
力係数と零揚力抵抗発散マッハ数を示した図。
【図１２】回転翼航空機の降下時の先行回転翼羽根の翼
端渦と後続回転翼羽根とが干渉する様子を示した図。
端渦と後続回転翼羽根とが干渉する様子を示した図。
【図１３】先行回転翼羽根の翼端渦と干渉する後続回転
翼羽根の周りの気流の様子と干渉によって高マッハ数高
揚力係数となることを示した図。
翼羽根の周りの気流の様子と干渉によって高マッハ数高
揚力係数となることを示した図。
【図１４】一様流の流速の増加によって局所マッハ数ピ
ークが高くなった結果翼上面で衝撃失速が生じる様子を
示した図。
ークが高くなった結果翼上面で衝撃失速が生じる様子を
示した図。
【図１５】衝撃失速境界の揚力係数とマッハ数の関係を
示した図。
示した図。
【図１６】通常の翼型と完全なスーパークリティカル翼
型と軽減アフト・キャンバーを設けた翼型のキャンバー
を比較して示した図。
型と軽減アフト・キャンバーを設けた翼型のキャンバー
を比較して示した図。
【図１７】揚力係数が同一の通常の翼型とアフト・キャ
ンバーを設けた翼型の局所マッハ数を比較して示した
図。
ンバーを設けた翼型の局所マッハ数を比較して示した
図。
ｃ 翼弦長 Ｃlmax 最大揚力係数 Ｃｍ1/4 零揚力縦揺モーメント Ｍ マッハ数 Ｍdd 零揚力抵抗発散マッハ数 ＸU 翼の前縁からの距離（上面） ＸL 翼の前縁からの距離（下面） ＹU 翼上面の翼弦からの垂直距離（上面） ＹL 翼下面の翼弦からの垂直距離（上面） Ｙ 中心線（翼弦からの垂直距離） ｔ 翼厚（翼弦に対する垂直方向の厚さ） Ｕ９５８Ｑ−１０ 本発明の第一実施形態による翼型 Ｕ９５８Ｑ−０８ 本発明の第二実施形態による翼型 Ｕ９５８Ｑ−１２ 本発明の第三実施形態による翼型
Claims (3)
- 【請求項１】回転翼航空機の回転翼羽根において、基礎
翼厚を１０％弦長とし、翼前縁から約９０％弦長までの
部分を下記の表に規定された断面形状としたことを特徴
とする回転翼航空機の回転翼羽根。 上 面 下 面 ＸU ／ｃ（％） ＹU ／ｃ（％） ＸL ／ｃ（％） ＹL ／ｃ（％） ０．０００ ０．０００ ０．０００ ０．０００ ０．１５０ ０．８０６ ０．１５０ −０．５２５ ０．５００ １．４２４ ０．５００ −０．８６８ １．２５０ ２．１８８ １．２５０ −１．２９２ ２．５００ ２．９８１ ２．５００ −１．７２５ ５．０００ ３．９６６ ５．０００ −２．２９８ ６．０００ ４．２８８ ６．０００ −２．４６７ ７．５００ ４．６４４ ７．５００ −２．６７８ １０．０００ ５．０６６ １０．０００ −２．９４９ １５．０００ ５．５６６ １５．０００ −３．３０３ ２０．０００ ５．７９１ ２０．０００ −３．５３７ ３０．０００ ５．９２６ ３０．０００ −３．９７０ ４０．０００ ５．９０８ ４０．０００ −４．０６１ ５０．０００ ５．７６１ ５０．０００ −３．７３１ ６０．０００ ５．２７０ ６０．０００ −３．０７５ ７０．０００ ４．３２４ ７０．０００ −２．２２９ ８０．０００ ２．９２２ ８０．０００ −１．３７８ ９０．０００ １．２７４ ９０．０００ −０．６２５ ｃ ：翼弦長 ＸU ：翼の前縁からの距離（上面） ＸL ：翼の前縁からの距離（下面） ＹU ：翼弦から翼上面までの垂直距離 ＹL ：翼弦から翼下面までの垂直距離 - 【請求項２】翼前縁から約９５％弦長の点から１００％
弦長の点までの部分に、翼型中心線の接線が翼弦に対し
て−３°ないし＋６°の傾斜角を有するはね上げ部を設
けたことを特徴とする請求項１に記載の回転翼航空機の
回転翼羽根。 - 【請求項３】請求項１または請求項２に記載の翼前縁か
ら各距離の点における翼弦から翼上面および翼下面まで
の垂直距離にそれぞれ所定の係数を乗じた断面形状を有
することを特徴とする回転翼航空機の回転翼羽根。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP25836697A JP3722961B2 (ja) | 1997-09-24 | 1997-09-24 | 回転翼航空機の回転翼羽根 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP25836697A JP3722961B2 (ja) | 1997-09-24 | 1997-09-24 | 回転翼航空機の回転翼羽根 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1191692A true JPH1191692A (ja) | 1999-04-06 |
| JP3722961B2 JP3722961B2 (ja) | 2005-11-30 |
Family
ID=17319253
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP25836697A Expired - Fee Related JP3722961B2 (ja) | 1997-09-24 | 1997-09-24 | 回転翼航空機の回転翼羽根 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3722961B2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8016566B2 (en) * | 2006-08-03 | 2011-09-13 | Bell Helicopter Textron Inc. | High performance low noise rotorcraft blade aerodynamic design |
| CN110765669A (zh) * | 2019-12-04 | 2020-02-07 | 北京电子工程总体研究所 | 一种轴对称无翼无舵导弹主动段零升阻力系数辨识方法 |
-
1997
- 1997-09-24 JP JP25836697A patent/JP3722961B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8016566B2 (en) * | 2006-08-03 | 2011-09-13 | Bell Helicopter Textron Inc. | High performance low noise rotorcraft blade aerodynamic design |
| CN110765669A (zh) * | 2019-12-04 | 2020-02-07 | 北京电子工程总体研究所 | 一种轴对称无翼无舵导弹主动段零升阻力系数辨识方法 |
| CN110765669B (zh) * | 2019-12-04 | 2023-10-13 | 北京电子工程总体研究所 | 一种轴对称无翼无舵导弹主动段零升阻力系数辨识方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3722961B2 (ja) | 2005-11-30 |
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