JPS61181799A - 回転翼用翼形の製作方法 - 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、回転翼飛行機を上昇させるために使用される
空気力学的翼形に関するものであり、−ｊ置詳細には、
ヘリコプタの動翼に対する翼形に関するものである。

ヘリコプタの動翼は、多数の異なった飛行環境において
機能するように定義されなければならないことが知られ
ている。実際、ホバリング、高速度飛行、飛行運動が主
要な機能である。

これらの３個の主要な飛行環境において満足な性能を得
るためには、これらの環境に十分に適合される翼形を定
義するために、異なったパラメータの間における困錐な
妥協を作ることが必要である。

例えば、回転翼によって吸収される動力を減少させるた
めには、ホバリングの場合には、翼形の空気力学的効率
が改善されなければならず、−万、先立つ翼の後続する
翼の端部の上におけるうすによる相互作用を減少させる
ためには、抗力発散マツ・・数における揚力係数（Ｃ２
）のレベルを改善されなければならない。

同様に、高速機械の上における前進羽根による可成りの
抗力を減少させるためには、抗力発散マツ・・数の値を
増加することが必要である。

これらの改善及び抗力発散マツ・・数のこの増加は、そ
の上、できる限りマツ・・数の範囲を、回転翼の回転速
度及びヘリコプタの前進速度の両方に関して、高くしな
ければならない。

更にヘリコプタ翼形に対する一つの命令は、無揚力モー
メント係数００゜を得ることであるが、これはできる限
り小さくしなげればならない。

なぜならば、それが翼のピッチを制御するロッドの上の
努力のレベルを決定するからである。

このようにして、高いＣｍｏは振動の生成を促進し、回
転翼飛行機の寿命に悪影響を与える。

それ故、機械の運動性における性能を変えること無しに
、ホバリングと高速飛行との両方の間に非常に高い性能
を可能とされるヘリコプタ回転翼に対する空気力学的翼
形を明細にすることが、本発明の目的である。

特に、多くの局部的な特性のあることが特徴とされる前
記の翼形の特殊な形状が、前記の翼形に大きな空気力学
的効率を与え、抗力発散マツハ数に対して大きな値が得
られることを可能とさせる。

好適に上述の飛行環境において機能するのに適している
これらの翼形は、非常に低いモーメント係数、非常に低
い抵抗係数を有し、すぐれた構造的剛性を有している翼
が作られることを可能とさせる。

この目的のために、本発明によると、前縁と後縁との間
にとつ状の上表面と、中くぼ形ではない下表面とを有し
ている飛行機の回転翼のための翼形は、前縁の最大曲率
の点において、曲率半径ＲＯが、はぼＲｏ＝　１．７Ｏ
−ｅ−ａｘ（ここに、Ｃは、翼弦を、また、ｅエエは前
記翼形の最大相対厚さを、それぞれ、現わす）によって
定義され、また、前記前縁に隣接する下表面の部分が、
前縁に直接的に隣接すると共に翼弦Ｃの数パーセントま
で延びていて且つ曲率が後縁に向かって急速に減少して
いる第一下表面と、第一下表面を延長すると共に前記前
縁から翼弦の約２０％まで延びている第二下表面とから
成立っているが、この第二下表面の領域は、後縁の方向
に、前記第二下表面の領域の端部に置かれている下表面
の最小曲率の点まで連続的に減少している非常に小さな
一般的な曲率を有している。

このようにして、前縁に近接している下表面の部分の中
に、強力な衝撃波の出現することが阻止され、これによ
って、境界層の分離が阻止され、その結果、高速飛行の
場合に、抵抗係数は低く、抵抗発数マツハ数は高くなる
。

以下、本発明を添附図面に基づいて説明する。

第１図に示されるように、上方部分２と下方部分３とか
ら成立っている本発明による翼形１は、上表面線５がつ
ながっている前縁領域４と下表面線６とを本質的に含ん
でいるが、これらの線５，６は、翼形の後方部分内にお
いて、後縁領域７を明確にしている。

説明を簡単にするために、第１図の翼形は、点Ｏｖｃお
いて直角となっている軸ＯＸ、ＯＹの座標系に関連され
ており、また、点０は、曲率半径が最小である前縁の領
域の点に併合されている。

更に、後縁８の点を通過する軸ＯＸは、翼形の翼弦に併
合されている。

正方向が第１図に与えられている矢印によって示されて
いる軸ＯＸ、ＯＹの座標系は、それぞれ翼形の翼弦の長
さＣに関連されて、減少された座標、すなわち、横座標
Ｘ及び縦座標ｙに対する基準として役立つものである。

更に、翼形の外部輪郭を決定するために、特に、点Ｏと
点８とを通過し、線２及び３から等距離の点の幾何学的
位置を現わしている平均線又は骨組１０が考慮される。

実際に、本発明による翼形が、例として決定されるのは
、対称的なレンズ翼の形式をある特定の平行線の回りに
変形することによってである。このようにして、更に明
快に第２図に示されている平均線１０は、本質的に湾曲
１０−１と、それに続く擬以直線１０−２とから成立っ
ているが、これらの線は、横座標ｘａ、縦座標ｙａの点
ａによって相互から分離されており、縦座標ｙａの値は
、線１０の最大の後退を現わしている。

横座標ｘａは、好適には、最大の後退ｙａの１直に対し
て、翼形の翼弦Ｃの長さの少なくとも１２チに等しい限
度と、この翼弦の長さの最大２０チに等しい限度との間
に含まれ、また、ｙａは、両方の場合において、横座標
ｘａの値の約１０チに等しい。

点Ｏと点ａとの間に含まれる線１０−１は、はぼ次式（
１）によって定義される。

ｙ　＝　ｋ、ｘ３−１−に２ｘ２＋に、ｘ＋に４ｘ’／
２（＋１ここで、値に、　、　ｋ２．　ｋ５及びに４は
、正又は負の定数を現わし、一方、点８を通る線＋０−
２は、本当に、点ａと８とを分離している距離の少なく
とも３／４に渡っておシ、この線１０−２は、点ａの近
くに、点ａの後方に置かれた点Ｔにおいてｌｉ＋ｏ−１
へ接線状に連結されている。

好適な定義の形式によると、翼弦Ｃの長さの１６％に等
しい横座標ｘａ　、すなわち、Ｃの１．６チに等しい最
大の後退ｙａに対して確立されて、線１０−１の一般的
な輪郭は、式（１）の係数が次ぎの値を取る時に、正確
に再生される。

ｋ、　＝　０．１８２６　　　　　ｋ４＝　０．０１７
５線１０−１のこの特定の定義から、他の定義が、例え
ば、座標の間の幾何学的同一性によって得られるが、こ
れらの内、相似比の一定値は、考慮された最大後退の比
によって決定される比に等しく、また、線１０−２は、
すべての場合において、点ａの直ぐ背後に置かれた領域
内において接線状に連結される。

第６図は、平均線又は骨組の両側上において対称的に変
形されるようにされた対称的なレンズ翼形１１の一つの
形式を示すものである。

この翼形は、説明を簡単なる観点から、軸ＯＸの各側止
において対称的に排列された上方＃！１２及び下方線１
２１から成立っており、第１図に示された翼形と同じ長
さＣの翼弦９を許している。

線分ｂ−ｂ’によって示されている翼形１゛１の最大厚
さの翼弦方向の点は、更に、翼弦Ｃの１／３に等しい横
座標ｘｂに置かれており、また、実際最大厚さを構成し
ている距離ｂ−ｂ“は、この翼形の翼弦の値の少なくと
も６％に等しく、最大その１３％に等しい。上方線１２
は、点Ｏにおいて出発し、点すにおいて止まっている第
一湾曲線１２−１から成立っているが、この湾曲線１２
−１は、点すから翼形の後部に向かって後縁８によって
限定されている第二の湾曲線１２−２によって点すまで
延ばされている。

翼弦の１／３において９チの最大厚さを許している好適
な定義の形式によると、線１２−１は、主として、次式
（３）によって○Ｘ、ＯＹの座標系によって決定される
。

ｙ　＝　ｋ５ｘ５−１−に６ｘ２＋に、ｘ＋に８ｘ’／
２＋に９（３）ここで 一方、線１２−２は、主として、次式（５）によって決
定される。

ｙ　＝　ｋ、。ｘ２−１−に、、ｘ十に、２（５）ここ
で に、。＝−Ｏｊ１５３　ｋ、、＝０．０８４４　　ｋ、
２＝０．０２９５ここに説明された異なった数学的等式
は、熱論、単一翼弦に対して有効である。

更に、翼弦の値の６％と１３％との間から成立っている
最大厚さを有している対称翼形の定義は、例えば、前に
述べられた線１２及び１２“の座像を、分子において間
唄の最大厚さの値によって、分母において０．０９の基
準位置によって形成される相似比を掛けることによって
得られる。

このようにして、対称的レンズ翼形１１の適当な平均線
１００回りの変形は、前縁の下表面領域内における曲率
の特殊な展開を与える翼形が定数させる（第４図参照）
。この展開は、下表面のこの部分における強力な衝撃波
の出現を阻止し、これによって境界層の分離が解消され
、高速飛行に対して、低抵抗係数及び０．８５に近い高
い抵抗発数マツ・・数が得られるようにされる。申し合
わせによって、抵抗発散マツ・・数は、マツハ数ＭＤＸ
であり、ここで、抵抗係数Ｃｘの増加カ表われ、式Ｃｘ
　＝　ｆ　（Ｍ）　（ＯｆａＸ　Ｒａａｘｌａ　Ｍ　カ
、０．１に等しいマツノ・数Ｍ。Ｘであることを想起さ
れたい。

これらの著しい結果は、特に、前縁０における次式によ
って定義される直にほぼ等しい曲率半径Ｒｏによって得
られる。

ＲＯ＝１．７０−ｅｍａｘ ここで、Ｃは翼弦、ｅｍａｘは翼形の最大厚さを、それ
ぞれ、現わす（第１図参照）。更に明快に第４図に示さ
れるように、下表面部分１６は、本質的に、点ｄによっ
て相互から分離されている線１３−１と１３−２とから
成立っている。

点Ｏから出発し、従って、前縁の最大に接触する円の一
部分から成立っている線１３−１は、点０から点ｄまで
急速に減少する曲率を有しているが、点ｄは、点０に関
して、翼弦Ｃの致パ−セントに等しい距離に置かれてい
る。

点ｄとｆとによって定義される線１３−２は、これらの
２点の間において、非常に小さな一段曲率を有している
が、これは点ｄから点ｆまで、点ｆにおいて最少となる
ように減少している。

点ｆは、好適には、前線Ｏから２０チに置かれ、点ｄと
ｆとの間の小さな曲率の線の部分は、下表面の約１５チ
の長さの中に現われる。これらの幾何学的特性によって
、比較的に安定な超音速帯１４が、０．７５と０．８６
との間の上流無限マツハ数に対して下表面の上に得られ
、この帯１４は、低いレベルの超速度ピーク１４−１を
有しており、これは可成りの再圧縮１４−２に先立って
いる。その上、最小曲率の点ｆを越えて通っていない超
音速帯は、実際には翼形の翼弦の半分まで、衝撃無しの
音速帯１５を後続している（第５図参照）。

前縁のこの領域内における翼形の表面流れの完全な制御
を行なうこの機能は、一方では、式（１１及び（２）に
よって定義され、他方では、式（３）。

＋４１　、　（５１及び（６）によって定義されるよう
な平均線が考慮される時に、有利に再生される。

このようにして、式（１）〜（６）によって示される優
先的な関係の応用は、例えば、部分１６の一部分を、次
ぎの近似的な合成式の助けによって定義することを可能
とさせる。

ｙ＝０．８２１５１ｘ２−Ｑ、２８４１５０ｘ−０，Ｑ
Ｏ５６０２（８１前縁の半径は、単一翼弦に対するもの
であり、また、式（７）の応用によってほぼ定義される
０、０９に等しい最小厚さは、すなわち、はぼ０．０１
４に等しい。

この例においては、下表面の最小曲率の点は、前縁から
２０優に置かれたままであり、また、ここに用語［はぼ
］は、得られた定義の精度が、通常の製作公差と両立で
きることを示すものである。

同様に、前Ｒ４の領域内に置かれた上表面部分１６（第
４図参照ンは、式（１）〜（６）を考慮に入れ、次ぎの
簡単式によって決定される。

ｙ＝−１，６６７２３０ｘ２＋０．５９６８８５ｘ＋０
．００５８７３　　　（９１ここで　　ｏくｘくａ、１
ｙ 第６図に示されるように、一般式（７）によって定義さ
れるような、一層正確には約０．０１４に等しい半径と
、上式（９）との組合わせによって定義されるような前
縁の半径の使用は、上表面の上における圧力の分布の特
別な輪郭を得ることを　。

可能とさせる。例えば、０．８よりもより大きい上流無
限マツ・・数及びゼロに近い揚力係数Ｃ２に対しては、
正規の上昇が、翼弦の長さの約２０チにおいて最大とな
り、それから、中程度の衝ｓ１９に先立っている遅く且
つ正規の予圧縮１８の大きな線が、それから表われる超
音速を注目される。このようにして、一方では、とつ状
の正規の再圧縮線２０と、他方では、線２１によって示
された下表面上の圧力の分布と組合わされて、これらの
流れ線の連続が、特に、低抵抗係数Ｃｘ及びそれと協同
される非常に高い発散マツハ数が得られるようにされる
。

更に、翼形の後半部の興弦内に置かれた、擬似直線状平
均線の回りの対称的な翼形の分布は、相互に非常に接近
している再圧縮２０及び２１−１を決定するが（第６図
参照）、このことは、本質的に、事実上ゼロモーメント
係数Ｃｍｏを与えるようにする。その上、後縁８の保持
を増加するため及びあり得るＣｍｏの調節を許すために
、後縁たな、又は、舌２２を後縁７の領域内に置くこと
が有利である（第１図）。

第７図に示されるように、後縁たな２２？ｉ、その構造
２２−１の中心を、翼形の翼弦９と整列されている。

例えば、第１図において示されている圧力２３の変動に
よって示されるように、翼形の上の空気流が局部的に調
節されることを可能とさせるたな２２のこの配列の効果
は、ある機能の条件の下に、係数Ｃｍｏの値を減少させ
ることにある。たな２２の長さ１は、好適には、翼形の
翼弦の５％に等しく、その厚さｅ、は、多くとも、その
長さの１／１０に等しい。

特に、前縁の特定の半径Ｒｏ　、下表面１３の特定の部
分、上表面１．６の一部分及びたな２２を構成する後縁
領域７０組合わせ使用のために、本発明による翼形は、
このようにして、０．７５Ｒと０．９Ｒとの間に置かれ
た翼端部領域内゛において使用されるのに適している（
ここに、Ｒは回転翼の軸に関する羽根の半径を示す）。

同じ条件の下になされた比較試験が、普通基準翼形ＮＡ
ＯＡＯＯ１２に関して著しい結果を生じた。

例えば、抵抗係数Ｃｘは、はぼ２０％減少され、−万、
抵抗発散マツハ数ＭＤｘは、８チ増加した。

更に、係数Ｃｍｏは、０．８に等しいか、それよりもよ
り大きい上流無限マツハ数に対して、事実上ゼロのまで
ある。

翼形の定義の異なったパラメータの間になされた優れた
妥協が、飛行中に、特に、高速度において及びホバリン
グの間において高性能を確保する。

それ故、本発明による翼形は、高い推進及び運搬利得を
有する、ヘリコプタのような飛行機の回転翼のすべての
形式に応用可能である羽根を定義することが可能である
。

その上、本発明は、一方では、Ｏと０．７５　Ｒとの間
、また、他方では０．９ＲとＲとの間における翼部分に
対して利点の得られることを可能とさせる。

第８図は、ＯＸ、ＯＹの座標系に関連されて、改良され
た揚力係数を有する翼形の骨組１０“及び改良された抵
抗発散マツハ数を有する部分の骨組１０“を示すもので
ある。

骨組１０１ば、横座標ｘ＝０．３２の点１において連結
された２部分１０１ａと１０°ｂとから成立っている。

部分１０１ａは、次式、すなわち ３’　＝　ａ＋ｖＴ＋　ａ２ｘ＋ａ３ｘ２＋ａ４ｘ３＋
ａ５ｘ’ここに ａ、＝−０，０２４９７７ ａ２＝０．２５２５１ ａ、　＝　−０，４１５６７ ａ４＝　−０，５８２５４ ａ５　：ｌ：　１．７　Ｏｎ、３ を有１−でおシ、一方、部分１０″ｂは、次式７式％ 同様に、骨組１０“は、横座標ｘ＝０．２４の点Ｊにお
いて連結された２部分１０”ａと１ｏ″ｂ　とから成立
っている。

部分１０”ａは、次式 ％式％ を有しており、一方、部分１０“ｂは、次式ｙ＝ｂ６＋
ｂ、ｘ＋ｂ８ｘ＋ｂ、ｘ２＋ｂ、。ｘ５＋ｂ１．ｘ４こ
こに １）６＝０．０１２７１４ ｂア＝　−０，００４９３６ ｂ８＝−０，０１２８５５ ｂ、＝０．０２８５７５ ｂ１０＝　−０，０６０４１３ ｂ、、＝　０．０３７０２ を有している。

骨組１０′と協同されなげればならない対称的なレンズ
翼を構成するためには、上に定義された９チの最大厚さ
の対称的なレンズ翼が取られ、その下表面線及びその上
表面線の縦座標は、比１２／９が掛けられる。それ故、
１２％の最大厚さの対称的なレンズ翼が得られる。この
翼形は、骨組１０′の回りに変形され、高い揚力係数を
有している翼形が得られる。

同様に、骨組１０″と協同されなげればならない対称的
なレンズ翼を構成するためＫは、上に定義された９チの
最大厚さを有している対称的なレンズ翼が取られ、その
下表面線及びその上表面線の縦座標は、比６／９を掛け
られる。その時には、６％の最大厚さを有する対称的な
レンズ翼が得られる。この翼形は骨組１ｏ”の回りに変
形され、また、よシ高い抗力発散マツハ数を現わす翼形
が得られる。

同じ条件の下において、比較試験が、それぞれ最大厚さ
１２チ及び６％のこれらの新規な翼形と、上記に定義さ
れた９％の最大厚さの翼形との間においてなされた。得
られた結果の一部分が第９図に示されている。この図に
おいて、曲線り、Ｌ“及びＬ”は、０．５に近いマツハ
数に対して、それぞれ、９％、１２％及び６チの翼形に
対する、翼形の迎え角αの関数としての揚力係数Ｃｘの
変化を、現わすものである。

第９図は、９チの最大厚さの翼形に関しては（曲線Ｌ）
、１２％の最大厚さの翼形（曲線Ｌ　Ｉ　）が揚力係数
に著しい増加を現わすことを示している。最大揚力係数
が、約１５チの増加を有していることが分かる。この場
合は、９％最大厚さの翼の、事実上ゼロ揚力を有して、
実゛直的にモーメント係数Ｃｍｏの変化無しに、生成さ
れている。

更に、試験の結果、１２％の最大厚さの翼形の低力係数
Ｃｘが非常に低いままであることが分かった。

６チの最大厚さの翼形に関しては、試験の結果、事実上
ゼロ揚力係数に対しては、その抗力発数マツハ数が０，
９１に近く、一方、９チの最大厚さの翼に対しては０．
８５であることが分かシ、このようにして、７％のオー
ダの増加となる。

更に、第９図に示されるように、６％の最大厚さの翼形
の最大揚力係数は、１に近く、すなわち、その厚さが２
倍である基準翼形ＮＡＣＡ００１２に対してマツハ０．
４において得られる最大揚力係数と実質的に同一の値を
現わしている・このようにして、１２チ及び６チの最大
厚さの翼形は、その中間部分が９チの最大厚さの翼形に
よって構成されている回転羽根の根本部分及び端部部分
に対して特に適している事実、根元領域内においては、
事実上ゼａ揚力を有し、モーメント係数Ｃｍ０の実質的
な変更無しに揚力係数の増加が得られ、一方、薄い端部
領域内においては、後方に傾斜する翼の揚力が改善され
、翼が前進位置にある時に、翼の抗力を不利とすること
無しに揚力の損失の早まった出現が阻止される。

【図面の簡単な説明】

第１図は、直交軸ｏｘ１０ｙによる直角座標系に関して
示された本発明による翼形の全般図、第２図は、本発明
による翼形の骨組又は平均線を拡大して示す略図、第３
図は、第２図の骨組の助けによって、本発明による翼形
が定義されることのできる対称的なレンズ翼形を示す線
図、第４図は、第１図の翼形の前縁の領域の拡大図、第
５図は、本発明による翼形の下表面の上における２個の
マツハ数及びゼロに近い揚力係数に対する圧力比Ｐ／Ｐ
ｉｏ　（ここに、Ｐ＝横軸Ｘの点における翼形の面の上
の圧力、Ｐ２Ｏ−上流の無限圧力）の展開を示す線図で
あるが、この線図は最大マツハ数に対して、前縁と、翼
弦の最大２０％との間に超音速流れ領域を示しており、
これは衝撃無しに超音速流れの後続することを示してい
る。 第６図は、上表面及び下表面の上における、０．８より
もやや高い上流無限のマツハ数及びゼロに近い揚力係数
に対する圧力比ｐ／Ｐｉｏの展開を示す線図である。 第７図は、第１図の翼形の後尾縁領域の拡大図である。 第８図は、本発明による他の２個の翼形の骨組を示す線
図、第９図は、９チの最大、厚さの翼形及び１２％の最
大厚さに対して、迎え角αの関数としての揚力係数Ｃ２
の変化を示す線図である。 １・・翼形；２・・上方部分；３・・下方部分；４・・
前縁領域；５・・上表面線；６・・下表面線；７・・後
縁領域；８・・後縁；１０・・平均線；１１・・レンズ
翼。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、連続的な骨組、又は、平均線が確立され、この平均
   線は前縁の最大曲率の点を通り、また、構成されるべき
   翼形の後縁を通り、一方では、前記前縁の最大曲率の点
   と前記翼形の翼弦から最も離れている前記骨組の点との
   間に延びている上表面に向かつてとつ状の第一部分と、
   他方では、翼法から最も離れている前記骨組の点からほ
   ぼ後縁まで延びている第二の実質的に直線部分とから成
   立つており、更に、対称的なレンズ翼形が確立されるが
   、この翼形は、構成されるべき翼形の翼弦と同一の翼弦
   を現わし、その内の最大厚さ比は、前記翼弦の約１／３
   のところにあつて翼弦の６〜１３％から成立つており、
   その後、前記レンズ翼形の翼弦の各点に対して、下表面
   点及び上表面点の翼弦までの距離が測定され、このよう
   に測定された距離が、構成されるべき翼弦の平均線の各
   対応点において、平均線に直角に且つその各側の上にお
   いて、構成されるべき翼弦を得るためにプロットされる
   ようにすることを特徴とする翼形の製作方法。 ２、原点Ｏが、前縁の最大曲率の点であり、ＯＸが前縁
   から後縁の方に置かれている翼形の翼弦であり、ＯＹが
   ＯＸに対して直角で且つ下表面から上表面まで置かれて
   いるＯＸ、ＯＹの直角座標系に関して翼形を決定するた
   めに、骨組の第一とつ状部分が、近似的に次式、すなわ
   ち（ただし、座標ｘ、ｙは、翼形の翼弦の長さに関連さ
   れる） ｙ＝ｋ＿１ｘ＾３＋ｋ＿２ｘ＾２＋ｋ＿３Ｘ＋ｋＸ＾１
   ＾／＾２ここで、ｋ＿ｉは定係数 によつて決定されるようにした特許請求の範囲第１項記
   載の方法。 ３、骨組の翼弦から最も遠い点の翼弦の上への投影が、
   前縁の最大曲率の点から出発して翼弦の１６％の所に置
   かれ、この場合、前記定係数が少なくとも次ぎの値、す
   なわち ｋ＿１＝２．０３２７ ｋ＿２＝−１．１１４６ ｋ＿３＝０．１８２６ ｋ＿４＝０．０１７５ を有している特許請求の範囲第２項記載の方法。 ４、原点Ｏが、前縁の最大曲率の点であり、ＯＸが前縁
   から後縁の方に置かれた翼形の翼弦であり、ＯＹがＯＸ
   に対して直角であると共に下表面から上表面の方に置か
   れた軸である直角な軸ＯＸ、ＯＹの座標系に関連されて
   レンズ翼形を使用して、前記レンズ翼形の下表面又は上
   表面の部分が前縁と最大厚さの間を含み、近似的に次式
   、すなわち（ただし、座標ｘ、ｙは、翼形の翼弦の長さ
   に関連される）ｙ＝ｋ＿５ｘ＾３＋ｋ＿６ｘ＾２＋ｋ＿
   ７ｘ＋ｋ＿８Ｘ＾１＾／＾２＋ｋ＿９によつて定義され
   、一方、前記レンズ翼形の最大厚さと後縁との間におけ
   る下表面又は上表面の部分が、近似的に次式、すなわち
   （ただし、座標ｘ、ｙは、翼形の翼弦の長さに関連され
   る） ｙ＝ｋ＿１＿０ｘ＾２＋ｋ＿１＿４ｘ＋ｋ＿１＿２ここ
   に、ｋｉは定係数 によつて定義されるようにした特許請求の範囲第１項記
   載の方法。 ５、前記レンズ翼形の最大厚さが、翼弦のほぼ９％に等
   しく選ばれ、この場合、前記定係数がほぼ次の値、すな
   わち ｋ＿５＝−０．１１７２　ｋ＿９＝０．０００６ｋ＿６
   ＝０．００７１　ｋ＿１＿０＝−０．１１５３ｋ＿７＝
   −０．１０６８　ｋ＿１＿４＝０、０８４４ｋ＿８＝０
   ．１４４６　ｋ＿１＿２＝０．０２９５を有している特
   許請求の範囲第４項記載の方法。