JPS5876399A - 翼プロフイル - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

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であり
社いしは低速範囲において−０，２〜１．５であるよう
な飛行機の翼等に適用される翼プロフィルに関する。

上述の形式の翼プロフィル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プロフィル上側に生ずる
。この超音速の流速領域は従って翼弦長に亘って非常に
広く伸びている。

従来において翼プロフィルの形成は飛行機を計画する際
一般の翼少ロフィルカタログから抽出されていた。最近
はエネルギ事情のため罠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（１り。

上述の傾向に従って、翼プロフィルの負圧側ないし圧力
側における所定の圧力分布ないし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、翼プロフィル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、すなわち抵抗
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２２５
４８８８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った翼プロフィル形状を生ずる
。この周知の翼ブｏ７４ル形状は、翼プロフィル上側に
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。

この翼プロフィルの上側は平らに形成され、それによっ
てノーズ部範囲において得られた流れの最大加速度は広
い範囲に亘って維持し、それによって一定の圧力経過が
得られる。

しかし後方翼プロフィル部分に住する瞬間的な圧力上昇
のために、より大きな翼プロフィル抵抗が生ずる。上述
の翼、プロフィルにおいては設計マツハ数を越える場合
ないし下廻る場合も不利な抵抗状態が生ずる。

たとえば西ドイツ特許出願公開第２６２６２７６号公報
に相応した別の解決策は、平均曲率の大きなノーズ部お
よびこのノーズ部に続き反りが小さくなっている翼プロ
フィル上側の範囲をもった翼プロフィルから出発し、そ
の場合この翼プロフィル上側の範囲は翼弦長の比較的大
きな部分に亘って伸びている。この翼プロフィルによれ
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、ノーズ部範囲に大き
な負圧ピークなもっ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
づく翼グロフィル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ＫＬ、すなわち前方翼
部分において連続的に翼プワフィル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った圧力分布をう
るようにしたものである。この周知の翼プロフィル形状
の場合、勿論翼プロフィル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、すなわち小さな抵
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、その都度のマツノ・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
ト状態をもったできるだけ幅広い揚力範囲を含むような
翼プロフィルないし翼を作ることにある。その場合翼プ
ロフィル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Ｋあるいは弱
い衝撃で終るようｋ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、翼プロフィ化上側およびないし翼プロフィル下
側において、マツノ１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今ものである
。

本発明によれば上述の目的は、 ａ）翼プロフィルが翼プロフィル上側および翼プロフィ
ル下側に反りが一定した範囲を有し、これらの範囲がそ
れぞれ衝撃を決定するたぬに上側ないし下側において最
大反りで終わり、 ｂ）この最大反りの範囲には、後縁までの輪郭反りにお
いて少くとも２つの転換点をもった再圧腟範囲が続いて
いる、 ことによって達成される。

本発明に基づいて形成されたνプロフィルの場合、一定
した反りの範囲によって翼プロフィル上側並びに翼プロ
フィル下側は、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。

％に翼プロフィル下側の形状は、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。

翼プロフィル下側の形状は翼プロフィル上側の形状と関
連して上述の良好ｔ【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ット係数（Ｂｕｆｆｅｔｋｅｎ
ｎｗｅｒｔｅ）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って生ず
る８再圧縮の開始ないし衝撃はその翼弦長位賃において
翼プロフィル上側および舅プロフィル下側における第−
大反りによって決められる。それによって大きなモーメ
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。転換点をもった反りの経
過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ｎ、ヘリコプタの翼およ
び同様にターボ機械の翼に有利に連用できる。

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。

翼プロフィル形状の２つの実施例が第１図ないし繁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いが示
されている。この座標において点Ｏは翼プロフィル前紗
である。この場合符号２は翼プロフィル上側を、符号３
は翼プロフィル下側を示している。

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、一方翼プロフィル厚さは異
なっている。第１図における実施例は１４．５　Ｔｏの
相対翼厚から出発し、第７図における実施例は１２／Ｌ
５　ｔｓ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図かられかるように
、翼プロフィル上側および翼プロフィル下側における反
り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　−３（１％の場所で、第７図の実
施例の場合相対翼弦長がＸ／Ｉ−一２５％の場所でそれ
ぞれ、翼プロフィル上側においてはＩＫＩ　−−０，３
３まで、翼プロフィル下仰ｊにおいてはＩＩＩ　−−０
，４７まで減少している。このことによって流れの一様
な膨張が達せられる。この加速が局所的な超音速になる
と、この反り分布は一般的な負圧ピークを防止するか、
ないしは周知の翼プロフィル形状の当今に望まれかつ大
きなモーメント係数ＣＭを生ずるような台地状の圧力分
布を防止する。上述の反り範囲には、翼ブロフシル上側
および翼プロフィル下側にお〜へてそれぞれ一定した反
りの範囲が（製作精度の枠内において）続いている。第
２図に基づいて反りは、翼プロフィル上側２においては
相対翼弦長Ｘ／Ｌが２７チ〜５０、チの範囲で、およ装
置プロフィル下側においては相対翼弦長Ｘ／Ｌが３θチ
〜３６％の範囲で一定しており、第８図の第２の実施例
に対しては翼プロフィル上側２ＶＣおいてはｘＡが３θ
チ〜５０チの範囲で、翼プロフィル下１１１１３におい
てはＸ／Ｌが２３％〜３０チの範囲で一定している。

反りが一定しているこの範囲は、それぞれの設計点にお
いてマツハ数が一様に減少する翼プロフィルの各部分に
亘って超音速流を生ずる（たとえば第５図、第１１図参
照〕。

翼プロフィル上側における一定した反りの範囲は設計マ
ツハ数および揚力係数に無関保であり、−１翼プロフィ
ル下側における一定した反りの範囲は所望の翼プロフィ
ル厚さおよび上述の設計パラメータに左右されや。

゛反りが一定している範囲に続いて反りは連続して増加
し、詳しくは反り転換点を介して増大反りにまで上昇す
る。

この反り経過は翼プロフィルの両側に対しほぼ一定して
いる。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。

翼プロフィル上側における反りを最大値から翼プロフィ
ル後縁における零まで減少することは上述の実施隼１の
場合２つの反り転換点を介して行なわれる。この反り経
過は設計範囲の外にある衝盤強さを望ましく減少するか
、ないしは翼プロフィ′ルの採用範囲を拡大することが
できる。

翼プロフィル後縁の方向における反り経過の終点は、後
縁剥離を大きな揚力係数まで移動するような反り分布を
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図に基づいて買プロフィル上側の終了範囲は凸状
に形成できる。

同様に翼プロフィル下側は最′大反りに続く第１の範囲
において、揚力係数が小さい場合に大＃な衝撃を減少す
るために翼プロフィル上側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　−６，６６の場所において、翼プロフィ
ル下側は従来の一般的な実施例に基づく所望の１リアー
ローデイ／グ効果１を得るために凸面状の経過を有して
いる。

第３図および第９図は上述の翼プロフィルのノーズ部範
囲における反りの経過を示しており、その場合従来周知
の翼プロフィル形状と異なって円形のノーズ部分は存在
していない。本発明に基づいた反りの分布は負圧ピーク
を避け、それによって翼プロフィルノーズ部分ｉ：Ｍけ
る流れ剥離を防止し、更に大きなマッノ曳数の場合ＫＪ
ＩＩＩプロフィル前方領域の大きな揚力負荷（フロント
ローディング効果）を生じ（第５図８照）、それｋよっ
て所望の小さな縦モーメント係数を生ずる。

この翼プロフィルノーズ部の形状は、第２図ないし第８
図の説明の際に既に述べたように１反り経過の接続範囲
に直接作用する。

第４図〜第６図な−１し第１０図〜第１２図はそれぞれ
第１図および算７図に基づく翼プロフィル形状の実施例
に対して、反り分布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図は両方の翼プロフィル形状に対する％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、遷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係数な有し、更に大きなマン
ノ１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Ｑｇが八 Ｃｗ＝ＣＤ、および揚力係数Ｃａがｃａ！：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νプロフィル
の概略図、第２図は第１図における翼プロフィル上側お
よび翼プロフィル下側の反りの特性曲線図、第３図は第
１図における翼プロフィル上側および翼プロフィル下側
のノーズ部範囲における反りの特性曲線図、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　−１８，７１−１０’　　および揚力係数ｃａＷ
　Ｏ，０６９の場合の翼プロフィル上側および翼プロフ
ィル下側における圧力分布の特性曲線図および翼プロフ
ィル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Ｃａ　＃　０．４２の場合の翼プロフィル上側お
よび翼プロフィル下側における圧力分布の特性曲線図お
よび翼プロフィル下側における局所的マツハ数の分布図
、第６図はマｙ　ハ数Ｍ　、　０．２０　、レイノルズ
数Ｒｅ　−１８，７１・１０６および揚力係数ｃａ＃　
１．４３の場合における翼プロフィル上側および翼プロ
フィル下側における圧力分布の特性曲線図および翼プロ
フィル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’ｉの翼プロフィルの概略歯
、第８図は第７図における翼プロフィル上側および翼プ
ロフィル下側の反りや４＋性曲ＩＮ図、第９図は第７図
における翼プ四フィル上側および翼プロフィル下側のノ
ーズ部範囲における反りの特性曲線図、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　ｓｓ　８．６・１０６および揚力係数（！ａ　
−ｍｏ、０２　の場合の翼プロフィル上側および翼プロ
フィル下側における圧力分布の特性曲線図および翼プロ
フィル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ｃ６　ａｍ　０．４２の場合の翼プロ　　
　。 フィル上側および翼プロフィル下側における圧力分布の
特性曲線図および翼プロフィル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Ｒθ廖６．１・１０　　お
よび揚力係数ａａ−ｓ　１．２Ｂの場合の翼プロフィル
上側および翼プロフィル下側の圧力分布の特性曲線図お
よび翼プロフィル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
は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（ａｙ−モーメント件数、ＣＤｂ抵抗係数〕である
◎２・・・シプロフィル上側、３・・・翼プロフィル下
側、ｌへ・・・相対翼弦長。 出願人代理人　　　猪　　股　　　　清Ｆｉｇ、　　４ Ｆｉ９．５ 人／Ｌ Ｆｉ９．１０ Ｆｉ９．１１ ＾／Ｌ

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、設計マツハ数が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でありないしは
   低速範囲において−０，２〜１．５であるような翼プロ
   フィルにおいて、 ａ）翼プロフィルが翼プロフィル上側およヒ翼プロフィ
   ル下側（反りが一定した範囲を有し、これらの範囲がそ
   れぞれ衝撃を決定するために上側ないし下側において最
   大反りで終わり、ｂ）この最大反りの範囲には、稜縁ま
   での輪郭反りにおいて少くとも２つの転換点をもった再
   圧縮範囲が続いている、 ことを′赫微とする翼プロフィル。 ２、翼プ日フィル上側（２）の反りが一定した範囲が、
   相対翼弦長（Ｘ／Ｌ　）がｓｏ＠と５０９６との間に亘
   って伸びていることを特徴とする特許請求の範囲第１項
   に記載の翼プロフィル。 ３、反り経過の４２の反り転換点が、相対翼弦長（Ｘ／
   ＩＩ　）　２＞１２〜ｓ　％ノ範囲、５５〜６５ｔｓノ
   範囲、６５〜７５％の範囲および８５〜９５％の範囲に
   設けられていることを特徴とする特許請求第１項又は第
   ２項に記載の翼プロフィル。 ４、翼プロフィルのノーズ部範囲における翼プロフィル
   上側（２）の第１の最大反りはｌＫＩ　＞　４０であり
   、相対翼弦長（Ｘ／！Ｊ）が６０〜７０％ＩＣオける第
   ２の最大反りＦｉＩＫＩ　＞　０．６０であることを特
   徴とする特許請求の範囲第１項ないし第３項のいずれか
   に記載の翼プロフィル。 ５、翼プロフィル下＠（３）が、相対翼弦長（ｘ、’ｒ
   、　）が２鰻までの範囲において減少する反り経過を有
   していることを特徴とする特許請求の範囲第１項ないし
   第４項のいずれかに記載の翼プロフィル− ６、翼プロフィル下＠（３）が、相対翼弦長（Ｘ／Ｌ　
   ）が２０チと４０％との間に反りが一定している反り経
   過の範囲を有していることを特徴とする特許請求の範囲
   第１項ないし第５項のいずれかに記載の翼プロフィル。 ７、翼グロフィル下側体）がノーズ部範囲の内部にＩＩ
   ＋　＞　４０の最大反り経過を有し、第２の最大反りお
   よび第３の最大反りをそれぞれ相対翼弦長（ｘ／Ｌ）カ
   ３５〜５０　％オ！ヒ８５〜９５＊ノ部分に有している
   ことを特徴とする特許請求の範囲第１項ないし第６項の
   いずれかに記載の翼プロフィル。 ８、翼プロフィル上側および翼プロフィル下側の反り経
   過が、相対翼弦長が５０チと６０チとの間において交差
   していることを特徴とする特許請求の範囲第１項ないし
   第７項のいずれかに記載の翼プロフィル。 ９、上側反り経過が後縁で零になっていることを特徴と
   する特許請求の範囲第１項ないし第８項のいずれかに記
   載の翼プロフィル。 １０、下側反り経過が後縁で零になっていることを特徴
   とする特許請求の範囲第１項ないし第９項のいずれかに
   記載の翼プロフィル。 １１、ノーズ部範囲の外における上側形状が翼厚に無関
   係であること、を特徴とする特許請求の範囲第１項ない
   し第１０項のいずれかに記載の翼プロフィル。