JPH0156960B2 - - Google Patents
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- JPH0156960B2 JPH0156960B2 JP56148003A JP14800381A JPH0156960B2 JP H0156960 B2 JPH0156960 B2 JP H0156960B2 JP 56148003 A JP56148003 A JP 56148003A JP 14800381 A JP14800381 A JP 14800381A JP H0156960 B2 JPH0156960 B2 JP H0156960B2
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- JP
- Japan
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- curvature
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- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 claims description 8
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 8
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 5
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 4
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 3
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
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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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、航空機の回転翼に対する羽根に関す
るものであり、一層詳細には、ヘリコプタ翼の羽
根翼形又は断面に関するものである。
るものであり、一層詳細には、ヘリコプタ翼の羽
根翼形又は断面に関するものである。
ヘリコプタ翼に対して、回転速度と前記速度と
の合成が、前進羽根側の上において（0゜から180゜
まで変動する角度）、翼付根における約0.2から、
翼先端における0.85まで変動する相対マツハ数を
生じ、また、後退羽根側の上において（180゜から
360゜まで変動する角度）、翼付根における0.4か
ら、翼先端における０にまで及ぶはるかに低いマ
ツハ数を生じ、ハブの近くの反転の円内において
は負値（後縁が前縁となる断面）にさえもなるこ
とが知られている。これらのマツハ数値は、無
論、例示のために与えられただけのものである。
なぜならば、それらのマツハ数値は、回転翼の回
転速度及び装置の前進速度に依存するからであ
る。
の合成が、前進羽根側の上において（0゜から180゜
まで変動する角度）、翼付根における約0.2から、
翼先端における0.85まで変動する相対マツハ数を
生じ、また、後退羽根側の上において（180゜から
360゜まで変動する角度）、翼付根における0.4か
ら、翼先端における０にまで及ぶはるかに低いマ
ツハ数を生じ、ハブの近くの反転の円内において
は負値（後縁が前縁となる断面）にさえもなるこ
とが知られている。これらのマツハ数値は、無
論、例示のために与えられただけのものである。
なぜならば、それらのマツハ数値は、回転翼の回
転速度及び装置の前進速度に依存するからであ
る。
それ故、横揺れにおいて装置のつり合いを維持
するためには、揚力係数CZの値、従つて、迎え
角の値は、前進羽根に対しては低く、後進羽根に
対しては高くなければならない。それ故、羽根
は、回転の途中において、交互に、低迎え角及び
高速度と、それから、高迎え角及び中位速度とに
服従させられる。羽根断面によつて出会わされる
マツハ数及び迎え角のレベルは、前記断面の幅方
向の位置の関数であるので、回転翼性能の最善化
は、翼幅方向にテーパする断面を有する羽根の使
用に導く。
するためには、揚力係数CZの値、従つて、迎え
角の値は、前進羽根に対しては低く、後進羽根に
対しては高くなければならない。それ故、羽根
は、回転の途中において、交互に、低迎え角及び
高速度と、それから、高迎え角及び中位速度とに
服従させられる。羽根断面によつて出会わされる
マツハ数及び迎え角のレベルは、前記断面の幅方
向の位置の関数であるので、回転翼性能の最善化
は、翼幅方向にテーパする断面を有する羽根の使
用に導く。
このようにして、マツハ数が最高である翼先端
に近く置かれる断面に対しては、高い抗力拡散マ
ツハ数を有している断面が、回転翼の抵抗を減少
させるために、低揚力レベルに対して使用される
ことが望ましく、反対に、翼付根に近い羽根断面
に対しては、断面は、後退羽根失速を避けるため
に、中位のマツハ数において高い最大揚力係数を
有していなければならない。その上、ヘリコプタ
の羽根断面に対しては、回転翼のピツチ制御チヤ
ンネルの中におけるその使用寿命に対して有害で
ある振動を防止するために、最低の可能なゼロ揚
力モーメント係数Cnpを得るべきであるという命
令が存在する。
に近く置かれる断面に対しては、高い抗力拡散マ
ツハ数を有している断面が、回転翼の抵抗を減少
させるために、低揚力レベルに対して使用される
ことが望ましく、反対に、翼付根に近い羽根断面
に対しては、断面は、後退羽根失速を避けるため
に、中位のマツハ数において高い最大揚力係数を
有していなければならない。その上、ヘリコプタ
の羽根断面に対しては、回転翼のピツチ制御チヤ
ンネルの中におけるその使用寿命に対して有害で
ある振動を防止するために、最低の可能なゼロ揚
力モーメント係数Cnpを得るべきであるという命
令が存在する。
高い最大揚力係数を得るために現在使用されて
いる手段は、その骨組の中心線が著しい反りを有
している断面を決定することにある。しかしなが
ら、骨組の著しい反りは、高いモーメント係数
Cnpに導き、また、このような断面の性能は、前
進羽根において出会わされるような高いマツハ数
に対して劣つている。
いる手段は、その骨組の中心線が著しい反りを有
している断面を決定することにある。しかしなが
ら、骨組の著しい反りは、高いモーメント係数
Cnpに導き、また、このような断面の性能は、前
進羽根において出会わされるような高いマツハ数
に対して劣つている。
少なくとも、翼付根と翼幅の約75％との間に含
まれる羽根の断面に対して特に良好に適合され、
また、後退羽根失速の現象が前進羽根性能を減少
させること無しに遅延され、このようにして、ヘ
リコプタの機動飛行、ホバリング又は前進飛行の
間に回転翼に改良された性能を与える断面を得る
ことが、本発明の一つの目的である。
まれる羽根の断面に対して特に良好に適合され、
また、後退羽根失速の現象が前進羽根性能を減少
させること無しに遅延され、このようにして、ヘ
リコプタの機動飛行、ホバリング又は前進飛行の
間に回転翼に改良された性能を与える断面を得る
ことが、本発明の一つの目的である。
多くの局部的な特長の存在によつて特に特徴づ
けられる前記の断面の特殊な論郭は、この断面
に、0.3と0.5との間のマツハ数に対して最大揚力
係数の顕著な値を与え、同時に、後縁スタビライ
ザのような人工的手段に頼ることなしに、0.75の
マツハ数にまで、ゼロ揚力モーメント係数Cnpの
非常に低い値が一諸に得られるが、このスタビラ
イザはゼロ揚力モーメント係数Cnpを減少するよ
うにゆがめられて、断面の抵抗係数を増加し、そ
の最大揚力を減少させる。
けられる前記の断面の特殊な論郭は、この断面
に、0.3と0.5との間のマツハ数に対して最大揚力
係数の顕著な値を与え、同時に、後縁スタビライ
ザのような人工的手段に頼ることなしに、0.75の
マツハ数にまで、ゼロ揚力モーメント係数Cnpの
非常に低い値が一諸に得られるが、このスタビラ
イザはゼロ揚力モーメント係数Cnpを減少するよ
うにゆがめられて、断面の抵抗係数を増加し、そ
の最大揚力を減少させる。
このために、本発明によると、航空機の回転翼
に対する羽根断面は、前縁と後縁との間に、凸形
の下面と、その長さのより大きな部分の上に凸形
であるが、後縁の近くにおいては凹形である上面
とから成立つており、上面は、前縁から後縁の方
向に翼弦の長さの精々30％まで延びていると共に
曲率が急速に減少している第一区域と、第一区域
に後縁の方向に続いていると共に前縁から翼弦の
長さの少なくとも60％まで延びており且つ曲率が
ほとんど変動しない第二区域とから成立つてい
て、この羽根断面は、第一区域の中においては、
上面が、前縁に近いが、それに隣接していない、
曲率が実質的に一定である小さな広がりの領域か
ら成立つている点において、注目すべきである。
に対する羽根断面は、前縁と後縁との間に、凸形
の下面と、その長さのより大きな部分の上に凸形
であるが、後縁の近くにおいては凹形である上面
とから成立つており、上面は、前縁から後縁の方
向に翼弦の長さの精々30％まで延びていると共に
曲率が急速に減少している第一区域と、第一区域
に後縁の方向に続いていると共に前縁から翼弦の
長さの少なくとも60％まで延びており且つ曲率が
ほとんど変動しない第二区域とから成立つてい
て、この羽根断面は、第一区域の中においては、
上面が、前縁に近いが、それに隣接していない、
曲率が実質的に一定である小さな広がりの領域か
ら成立つている点において、注目すべきである。
上面の曲率の前縁からの急速な減少における小
さなステツプのこの特殊性は、上面の過速度が制
御されるようにし、また、上面の上の過速度の増
加が、揚力が増加する時に最少にされるように
し、このようにして、境界層の分離を防止し、従
つて、最大揚力係数に対して注目すべき値が得ら
れることができるようにする。
さなステツプのこの特殊性は、上面の過速度が制
御されるようにし、また、上面の上の過速度の増
加が、揚力が増加する時に最少にされるように
し、このようにして、境界層の分離を防止し、従
つて、最大揚力係数に対して注目すべき値が得ら
れることができるようにする。
実質的に一定の曲率を有している上面のこの領
域は、その翼弦の上への投影が、前縁から翼弦の
長さの１％に等しい距離にある上面の点を包囲し
ている。この領域は、その断面の翼弦の上への投
影において、前記翼弦の長さの精々１％に等しい
長さの上に延びても良く、また、その翼弦の上へ
の投影が、前縁から翼弦の長さの少なくとも0.5
％に等しい距離にある点の回りに中心決めされる
こともできる。実質的に一定の曲率を有している
上面のこの領域においては、曲率は、前縁におけ
るよりも、約５倍より小さくても良い。
域は、その翼弦の上への投影が、前縁から翼弦の
長さの１％に等しい距離にある上面の点を包囲し
ている。この領域は、その断面の翼弦の上への投
影において、前記翼弦の長さの精々１％に等しい
長さの上に延びても良く、また、その翼弦の上へ
の投影が、前縁から翼弦の長さの少なくとも0.5
％に等しい距離にある点の回りに中心決めされる
こともできる。実質的に一定の曲率を有している
上面のこの領域においては、曲率は、前縁におけ
るよりも、約５倍より小さくても良い。
このように、約11％と15％との間の相対最大厚
さを有している本発明による羽根の一つの実施例
においては、断面の上面は、前縁から後縁の方向
に翼弦の長さの約20％まで前縁から延びていると
共に、曲率が最大であり且つ基準として100に等
しく選ばれている前縁から、翼弦の長さの１％よ
りも小さな長さまで延びている第一領域と、前縁
から翼弦の長さの１％のところに排列されている
翼弦の点の両側上に排列されていると共に曲率が
一定で20に近い第二領域と、第二領域に続いてい
ると共に曲率が20に近いこの値から１に近い値に
まで減少している第三領域とによつて構成されて
いる第一区域から成立つており、前記第一区域に
は、前縁から翼弦の長さの約７％まで延びている
と共に曲率が実質的に一定であり、１に近い第二
区域が続いている。
さを有している本発明による羽根の一つの実施例
においては、断面の上面は、前縁から後縁の方向
に翼弦の長さの約20％まで前縁から延びていると
共に、曲率が最大であり且つ基準として100に等
しく選ばれている前縁から、翼弦の長さの１％よ
りも小さな長さまで延びている第一領域と、前縁
から翼弦の長さの１％のところに排列されている
翼弦の点の両側上に排列されていると共に曲率が
一定で20に近い第二領域と、第二領域に続いてい
ると共に曲率が20に近いこの値から１に近い値に
まで減少している第三領域とによつて構成されて
いる第一区域から成立つており、前記第一区域に
は、前縁から翼弦の長さの約７％まで延びている
と共に曲率が実質的に一定であり、１に近い第二
区域が続いている。
上面のこの第二区域には、第三区域が続いてい
るが、これ自体は、翼弦の長さの約80％まで延び
ていると共に曲率が、実質的に１に近い前記の値
から０にまで減少している第一領域と、翼弦の長
さの約97％まで延びていると共に曲率が０から約
−５まで減少し続けている第二領域と、後縁まで
延びていると共に曲率が約−５から０まで増加し
ている第三領域とによつて構成されている。
るが、これ自体は、翼弦の長さの約80％まで延び
ていると共に曲率が、実質的に１に近い前記の値
から０にまで減少している第一領域と、翼弦の長
さの約97％まで延びていると共に曲率が０から約
−５まで減少し続けている第二領域と、後縁まで
延びていると共に曲率が約−５から０まで増加し
ている第三領域とによつて構成されている。
第三区域においては、それ故、上面は曲率の反
転を有しており、上面の後方部分の凹面を生じさ
せ、低揚力レベルにおいて、モーメント係数Cnp
の非常に低い値が得られるようにさせる負揚力の
領域の外観を起こせる。
転を有しており、上面の後方部分の凹面を生じさ
せ、低揚力レベルにおいて、モーメント係数Cnp
の非常に低い値が得られるようにさせる負揚力の
領域の外観を起こせる。
それ故、断面の上面の上における曲率の特殊な
分布は、前縁の領域内及び後縁の領域内におい
て、最大揚力係数Cznaxの著しい値と、モーメン
ト係数Cnpの低い値とが、断面の性能を悪化させ
る後縁スタビライザのような人工的手段に頼らな
ければならないこと無しに、一諸に得られるよう
にする。
分布は、前縁の領域内及び後縁の領域内におい
て、最大揚力係数Cznaxの著しい値と、モーメン
ト係数Cnpの低い値とが、断面の性能を悪化させ
る後縁スタビライザのような人工的手段に頼らな
ければならないこと無しに、一諸に得られるよう
にする。
前記断面に前進羽根の扇形回転面において良好
な性能を与えるために、すなわち、最大抗力係数
Cxnax及びモーメント係数Cnpの注目すべき値に加
えて低揚力係数Cz及び高いマツハ数を与えるため
に本発明による断面は、凸面を有しているが、こ
の凸面は、前記前縁から、翼弦に沿つて、翼弦の
長さの約1.5％に等しい距離まで延びていると共
に曲率が、基準として前縁において100に等しく
選ばれた最大値から、連続的にその終りにおける
10に近い値まで減少している第一区域と、それに
続いている曲率が同様に減少するが、第一区域に
おけるよりも迅速にではなく減少していると共に
翼弦の長さの約10％まで延び、そこで曲率が１に
近い値に達する第二区域とから成立つている。上
面の曲率の前記の第一区域は、断面の下面の上に
おける低揚力レベルにおける過速度のレベルを制
限し、一方、前記の第二区域は、高マツハ数にお
いて、流れの再圧縮を得ることを可能とさせる
が、過速度の後に、この再圧縮は、強力な衝撃波
の形成を阻止し、このようにして、断面に、低揚
力レベルにおいて低い抵抗レベル及び高い抗力発
散マツハ数値を与える。下面の曲率の前記の第二
区域には第三区域が続いているが、この第三区域
は、翼弦の長さの約95％まで延びており、曲率が
実質的に一定であり、非常に小さい。この小さな
曲率の第三区域は、著しい再圧縮こう配の出現を
防止し、このようにして、断面の低抗力レベルを
得ることに寄与する。
な性能を与えるために、すなわち、最大抗力係数
Cxnax及びモーメント係数Cnpの注目すべき値に加
えて低揚力係数Cz及び高いマツハ数を与えるため
に本発明による断面は、凸面を有しているが、こ
の凸面は、前記前縁から、翼弦に沿つて、翼弦の
長さの約1.5％に等しい距離まで延びていると共
に曲率が、基準として前縁において100に等しく
選ばれた最大値から、連続的にその終りにおける
10に近い値まで減少している第一区域と、それに
続いている曲率が同様に減少するが、第一区域に
おけるよりも迅速にではなく減少していると共に
翼弦の長さの約10％まで延び、そこで曲率が１に
近い値に達する第二区域とから成立つている。上
面の曲率の前記の第一区域は、断面の下面の上に
おける低揚力レベルにおける過速度のレベルを制
限し、一方、前記の第二区域は、高マツハ数にお
いて、流れの再圧縮を得ることを可能とさせる
が、過速度の後に、この再圧縮は、強力な衝撃波
の形成を阻止し、このようにして、断面に、低揚
力レベルにおいて低い抵抗レベル及び高い抗力発
散マツハ数値を与える。下面の曲率の前記の第二
区域には第三区域が続いているが、この第三区域
は、翼弦の長さの約95％まで延びており、曲率が
実質的に一定であり、非常に小さい。この小さな
曲率の第三区域は、著しい再圧縮こう配の出現を
防止し、このようにして、断面の低抗力レベルを
得ることに寄与する。
流れの局部的な制御及び構造上の理由から、前
記の下面の第三区域には、第四区域が続いている
が、この第四区域は、翼弦の実質的に５％の上を
後縁まで延びており、この区域においては、下面
は直線状であり且つ上面の対応する部分に実質的
に平行であり、このようにして、断面は、後縁の
近くにおいて、翼弦の0.4％に等しい実質的に一
定の厚さを有している。
記の下面の第三区域には、第四区域が続いている
が、この第四区域は、翼弦の実質的に５％の上を
後縁まで延びており、この区域においては、下面
は直線状であり且つ上面の対応する部分に実質的
に平行であり、このようにして、断面は、後縁の
近くにおいて、翼弦の0.4％に等しい実質的に一
定の厚さを有している。
本発明による断面を決定し且つ容易に製造する
ことができるように、上面及び下面は、再製され
るべき前記断面の数多くの特別な幾何学的特性を
可能とさせる解析的な公式の助けによつて、定義
されることができる。
ことができるように、上面及び下面は、再製され
るべき前記断面の数多くの特別な幾何学的特性を
可能とさせる解析的な公式の助けによつて、定義
されることができる。
このために、原点が前縁に併合され、OX軸が
翼弦に併合され且つ前縁から後縁に向かつて正が
採られ、OY軸が下面から上面に向かつて正に採
られている直交軸座標系OX、OYにおいて、13
％の相対厚さに対して、上面は次ぎの関係によつ
て定義されるが、ここで、Ｘは横軸、Ｙは縦軸で
あり、Ｃは翼弦、Ｘは比Ｘ／Ｃである。
翼弦に併合され且つ前縁から後縁に向かつて正が
採られ、OY軸が下面から上面に向かつて正に採
られている直交軸座標系OX、OYにおいて、13
％の相対厚さに対して、上面は次ぎの関係によつ
て定義されるが、ここで、Ｘは横軸、Ｙは縦軸で
あり、Ｃは翼弦、Ｘは比Ｘ／Ｃである。
Ｘ／Ｃ＝ＯからＸ／Ｃ＝0.049まで
Ｙ／Ｃ＝0.1745√＋1.1591x−79.589x2＋344.71x3
−6875.8x4＋504140x5 Ｘ／Ｃ＝0.049からＸ／Ｃ＝0.109まで Ｙ／Ｃ＝−0.007614√＋1.8218x−15.225x2＋18.51
4x3＋682.97x4−4522.9x5＋8498.4x6 Ｘ／Ｃ＝0.109からＸ／Ｃ＝0.285まで Ｙ／Ｃ＝0.24914√＋0.10962x−1.2684x2−0.85335
x3＋15.34x4−25.295x5 Ｘ／Ｃ＝0.285からＸ／Ｃ＝１まで Ｙ／Ｃ＝−0.02173＋0.34949√−0.17603x−0.26659x
2＋0.03833x3＋0.14407x4−0.14359x5 ＋0.68569x6−1.4592x7＋0.84737x3 同じ座標系において、次ぎの関係が、依然とし
て13％の相対厚さに対して、下面に対して使用さ
れる。
−6875.8x4＋504140x5 Ｘ／Ｃ＝0.049からＸ／Ｃ＝0.109まで Ｙ／Ｃ＝−0.007614√＋1.8218x−15.225x2＋18.51
4x3＋682.97x4−4522.9x5＋8498.4x6 Ｘ／Ｃ＝0.109からＸ／Ｃ＝0.285まで Ｙ／Ｃ＝0.24914√＋0.10962x−1.2684x2−0.85335
x3＋15.34x4−25.295x5 Ｘ／Ｃ＝0.285からＸ／Ｃ＝１まで Ｙ／Ｃ＝−0.02173＋0.34949√−0.17603x−0.26659x
2＋0.03833x3＋0.14407x4−0.14359x5 ＋0.68569x6−1.4592x7＋0.84737x3 同じ座標系において、次ぎの関係が、依然とし
て13％の相対厚さに対して、下面に対して使用さ
れる。
Ｘ／Ｃ＝０からＸ／Ｃ＝0.503まで
Ｙ／Ｃ＝0.11589√＋0.15852x−0.13218x2−0.7268
6x3＋3.4824x4−5.4712x5＋3.0192x6 Ｘ／Ｃ＝0.503からＸ／Ｃ＝１まで Ｙ／Ｃ＝−0.044809＋0.073457√−0.040754x−0.1
1866x2−0.12597x3＋0.591x4−0.34067x5 上述の異なつた数字的関係は、無論、単一翼弦
に対して有効である。
6x3＋3.4824x4−5.4712x5＋3.0192x6 Ｘ／Ｃ＝0.503からＸ／Ｃ＝１まで Ｙ／Ｃ＝−0.044809＋0.073457√−0.040754x−0.1
1866x2−0.12597x3＋0.591x4−0.34067x5 上述の異なつた数字的関係は、無論、単一翼弦
に対して有効である。
このようにして、本発明によると、特別に良好
な性能を有している航空機の回転翼が得られる。
上述の好適な効果を得るためには、回転翼の各羽
根の全部が本発明による断面を有していること
は、絶対的に必要であることはない。重要な点
は、羽根の内方断面が本発明による断面を有する
ことである。例えば、Ｒに等しい半径を有する回
転翼に対しては、翼付根と0.75Rとの間における
羽根の内方部分が本発明によることで一般的に十
分である。若しも、すべての羽根が本発明による
断面を有しているならば、重い荷重を運搬するこ
とのできる航空機が得られる。
な性能を有している航空機の回転翼が得られる。
上述の好適な効果を得るためには、回転翼の各羽
根の全部が本発明による断面を有していること
は、絶対的に必要であることはない。重要な点
は、羽根の内方断面が本発明による断面を有する
ことである。例えば、Ｒに等しい半径を有する回
転翼に対しては、翼付根と0.75Rとの間における
羽根の内方部分が本発明によることで一般的に十
分である。若しも、すべての羽根が本発明による
断面を有しているならば、重い荷重を運搬するこ
とのできる航空機が得られる。
更に、同様に良好な性能を有している、すなわ
ち、0.3と0.5との間のマツハ数に対して高い最大
揚力係数Cz、0.3と0.5との間のマツハ数に対して
低いモーメント係数Cnp及び低い揚力係数Czを有
して高い抗力発散マツハ数を有している13％に近
い相対厚さの断面が、前述の13％の断面の縦座標
から得られることができる。
ち、0.3と0.5との間のマツハ数に対して高い最大
揚力係数Cz、0.3と0.5との間のマツハ数に対して
低いモーメント係数Cnp及び低い揚力係数Czを有
して高い抗力発散マツハ数を有している13％に近
い相対厚さの断面が、前述の13％の断面の縦座標
から得られることができる。
このようにして、11％から15％まで変動する相
対厚さの範囲に対して、高性能の断面が、前述の
公式から引出される13％の断面の縦座標Ｙ／Ｃ
に、0.13における希望される相対厚さの比を掛け
ることによつて得られる。
対厚さの範囲に対して、高性能の断面が、前述の
公式から引出される13％の断面の縦座標Ｙ／Ｃ
に、0.13における希望される相対厚さの比を掛け
ることによつて得られる。
以下、本発明をその実施例を示す添附図面に基
づいて説明する。
づいて説明する。
第１図に示される本発明による断面１は、その
前縁２とその後縁３との間に、その大部分におい
て凸形であるが、しかしながら、後縁３の方に凹
である上面４及び凸形である下面５を有してい
る。
前縁２とその後縁３との間に、その大部分におい
て凸形であるが、しかしながら、後縁３の方に凹
である上面４及び凸形である下面５を有してい
る。
説明を容易とさせるために、本発明による断面
１は、直角座標系OX、OYを参照されるが、こ
の系の内、原点Ｏは前縁２に併合され、OX軸は
断面の翼弦に併合されると共に前縁２から後縁３
の方に正が採られており、OY軸は下面から上面
の方に正が採られている。これらの軸OX及び
OYの上には、断面の減少された、すなわち、翼
弦の長さＣを参照された座標が描かれている。
１は、直角座標系OX、OYを参照されるが、こ
の系の内、原点Ｏは前縁２に併合され、OX軸は
断面の翼弦に併合されると共に前縁２から後縁３
の方に正が採られており、OY軸は下面から上面
の方に正が採られている。これらの軸OX及び
OYの上には、断面の減少された、すなわち、翼
弦の長さＣを参照された座標が描かれている。
第１及び２図に示されるように、断面１の上面
４は、３個の曲率の区域、及びから成立つ
ている。
４は、３個の曲率の区域、及びから成立つ
ている。
基準として曲率が100に等しく選択されている
前縁２（０）において始まる第一区域（第４図
も参照）は、３個の連続する領域ａ、ｂ及び
ｃから成立つている。第一領域ａは、前記前
縁から、その減少されたＸ軸が0.2％に近い翼弦
の点まで延びている。第一領域ａにおいては、
上面４．ａの部分の曲率Cexは、値100から20に
等しい値まで迅速に減少する。第一領域ａに
は、第一区域の第二領域ｂが続いている。こ
の第二領域ｂは、減少されたＸ軸が約0.2％と
1.2％とである翼弦の点の間に延びており、また、
上面４．ｂの部分の曲率Cexは、実質的に一定
であり、20に近い。最後に、第二領域ｂには第
三領域ｃが続いているが、この領域は、約20％
の減少された軸まで延びており、また、上面４．
ｃの部分の曲率Cexは、値20から１に近い値ま
で減少している。
前縁２（０）において始まる第一区域（第４図
も参照）は、３個の連続する領域ａ、ｂ及び
ｃから成立つている。第一領域ａは、前記前
縁から、その減少されたＸ軸が0.2％に近い翼弦
の点まで延びている。第一領域ａにおいては、
上面４．ａの部分の曲率Cexは、値100から20に
等しい値まで迅速に減少する。第一領域ａに
は、第一区域の第二領域ｂが続いている。こ
の第二領域ｂは、減少されたＸ軸が約0.2％と
1.2％とである翼弦の点の間に延びており、また、
上面４．ｂの部分の曲率Cexは、実質的に一定
であり、20に近い。最後に、第二領域ｂには第
三領域ｃが続いているが、この領域は、約20％
の減少された軸まで延びており、また、上面４．
ｃの部分の曲率Cexは、値20から１に近い値ま
で減少している。
第一区域の上面４．ａ，４．ｂ及び４．
ｃの部分の幾何学的性質のために、絶対値にお
いて、他の公知の断面によつて得られる値よりも
はるかに低い最少圧力係数Kp.nioi.exの値が、0.5よ
りもより低いか等しいマツハ数に対して、揚力係
数Czの関数として、0.4のマツハ数に対して第５
図によつて示されるように、断面の上面の上にお
いて得られる。この低い過速度は、境界層の分離
を著しく遅延させ、第８図に示されるように、最
大揚力係数Czの注目すべき値を得ることを可能と
させるが、この第８図は、本発明による断面（曲
線Ｓ）と、ヘリコプタの上に使用される他の従来
の断面とに対して、同じ条件の下に風胴内におい
て測定された迎え角の関数として、揚力係数の変
動の曲線を示している。
ｃの部分の幾何学的性質のために、絶対値にお
いて、他の公知の断面によつて得られる値よりも
はるかに低い最少圧力係数Kp.nioi.exの値が、0.5よ
りもより低いか等しいマツハ数に対して、揚力係
数Czの関数として、0.4のマツハ数に対して第５
図によつて示されるように、断面の上面の上にお
いて得られる。この低い過速度は、境界層の分離
を著しく遅延させ、第８図に示されるように、最
大揚力係数Czの注目すべき値を得ることを可能と
させるが、この第８図は、本発明による断面（曲
線Ｓ）と、ヘリコプタの上に使用される他の従来
の断面とに対して、同じ条件の下に風胴内におい
て測定された迎え角の関数として、揚力係数の変
動の曲線を示している。
上面の曲率の第一区域には第二区域が続い
ているが、これは翼弦の20％と70％との間に延び
ており、また、上面４．の部分の曲率Cexは、
１に等しい実質的に一定値を現わしている。
ているが、これは翼弦の20％と70％との間に延び
ており、また、上面４．の部分の曲率Cexは、
１に等しい実質的に一定値を現わしている。
後縁３の領域内においては、曲率Cexは第三区
域によつて決定されるが、これは、翼弦の70％
から後縁まで延びており、また、３個の領域
ａ、ｂ及びｃに細分されている。翼弦の約80
％まで延びている第一領域ａにおいては、上面
4.ａの部分の曲率Cexは、値１から値０に移つ
ている。領域ａに続いて翼弦の97％まで延びて
いる第二領域ｂにおいては、上面４．ｂの部
分の曲率Cexは負であり、０から約−５まで減少
している。最後に、第三領域ｃにおいては、上
面４．ｃの部分の曲率Cexは負のままであるが、
しかしながら、後縁３において−５から０に増加
している。
域によつて決定されるが、これは、翼弦の70％
から後縁まで延びており、また、３個の領域
ａ、ｂ及びｃに細分されている。翼弦の約80
％まで延びている第一領域ａにおいては、上面
4.ａの部分の曲率Cexは、値１から値０に移つ
ている。領域ａに続いて翼弦の97％まで延びて
いる第二領域ｂにおいては、上面４．ｂの部
分の曲率Cexは負であり、０から約−５まで減少
している。最後に、第三領域ｃにおいては、上
面４．ｃの部分の曲率Cexは負のままであるが、
しかしながら、後縁３において−５から０に増加
している。
更に、第１，３及び４図に示されるように、断
面１の下面５の線は、４個の曲線の連続領域，
、及びから成立つており、これらは、それ
ぞれ、下面５．，５．，５．及び５．の
４部分に相当している。
面１の下面５の線は、４個の曲線の連続領域，
、及びから成立つており、これらは、それ
ぞれ、下面５．，５．，５．及び５．の
４部分に相当している。
断面１に低揚力係数Cz及び抵抗力係数Cxにお
いて高抗力発散マツハ数を与えるために、本発明
による断面の下面５は、前縁２から翼弦の1.5％
に置かれた点まで延びている線５．を有してお
り、その曲線Ciotは、値100から10に近い値まで減
少し、これに翼弦の10％まで連続している線５．
が続いており、この線５．の曲率Ciotは後縁
の方向に減少しているが、しかしながら、線５．
に対するよりも、より速やかでは無く、領域
の端部における曲率Ciotの値は１に近い。この線
５．には線５．が続いており、これは、翼弦
の95％まで延びており、小さな、実質的に一定の
曲率を与えている。
いて高抗力発散マツハ数を与えるために、本発明
による断面の下面５は、前縁２から翼弦の1.5％
に置かれた点まで延びている線５．を有してお
り、その曲線Ciotは、値100から10に近い値まで減
少し、これに翼弦の10％まで連続している線５．
が続いており、この線５．の曲率Ciotは後縁
の方向に減少しているが、しかしながら、線５．
に対するよりも、より速やかでは無く、領域
の端部における曲率Ciotの値は１に近い。この線
５．には線５．が続いており、これは、翼弦
の95％まで延びており、小さな、実質的に一定の
曲率を与えている。
その曲率が実質的に一定であり且つ１に近い上
面の部分４．の形状と協同される断面１の下面
５のこの特殊な形状は、高マツハ数における断面
１の回りの流体の流れを完全に制御し、特に、下
面５の上における過速度及び一般に下面の部分
５．の上に置かれる再圧縮衝撃波の強度並びに
前記上面４の部分４．における0.7と0.8との間
の作動マツハ数に対する衝撃波の強度を減少させ
ることを可能とするが、これらのマツハ数は、回
転羽根の前進羽根によつて出会わされる。
面の部分４．の形状と協同される断面１の下面
５のこの特殊な形状は、高マツハ数における断面
１の回りの流体の流れを完全に制御し、特に、下
面５の上における過速度及び一般に下面の部分
５．の上に置かれる再圧縮衝撃波の強度並びに
前記上面４の部分４．における0.7と0.8との間
の作動マツハ数に対する衝撃波の強度を減少させ
ることを可能とするが、これらのマツハ数は、回
転羽根の前進羽根によつて出会わされる。
更に、下面５は、後縁３の領域内において、前
縁２から翼弦の95％と、後縁３との間を延びてい
る線５．（領域）から成立つている。上面
５．の部分の曲率Ciotは小さく、実質的に一定
である。
縁２から翼弦の95％と、後縁３との間を延びてい
る線５．（領域）から成立つている。上面
５．の部分の曲率Ciotは小さく、実質的に一定
である。
上面の部分４．ｂ，４．ｃ及び下面の部分
５．は、後縁の領域に特殊な形状を与え、上面
の曲率の反転及び翼弦の95％と後縁３との間の断
面の厚さの不変性を有している。この不変の厚さ
は、翼弦の長さＣの0.4％に等しくても良い。
５．は、後縁の領域に特殊な形状を与え、上面
の曲率の反転及び翼弦の95％と後縁３との間の断
面の厚さの不変性を有している。この不変の厚さ
は、翼弦の長さＣの0.4％に等しくても良い。
後縁の近くにおけるこの特殊な形状は、断面１
の後部における負揚力Deの区域を得ることを可
能とし、0.4のマツハ数及び低揚力レベルに対し
て断面の回りに測定された圧力係数（Kp）の分
布を示す第６図に示されるように、この負揚力区
域は、非常に低いモーメント係数が得られること
ができるようにする。
の後部における負揚力Deの区域を得ることを可
能とし、0.4のマツハ数及び低揚力レベルに対し
て断面の回りに測定された圧力係数（Kp）の分
布を示す第６図に示されるように、この負揚力区
域は、非常に低いモーメント係数が得られること
ができるようにする。
このようにして、前縁２及び後縁３の近くにお
ける断面１の特殊な形状は、最大揚力係数Czに対
する注目すべき値及び実際の揚力モーメント係数
Cnpに対する低い値を組合わせて得ることを可能
とさせる。
ける断面１の特殊な形状は、最大揚力係数Czに対
する注目すべき値及び実際の揚力モーメント係数
Cnpに対する低い値を組合わせて得ることを可能
とさせる。
本発明によるマツハ数0.72と、低揚力係数に対
する断面の回りの圧力係数（Kp）の分布を示す
第７図は、明らかに、下面の上における過速度が
低いこと及び上面及び下面の上における衝撃波の
強度が中程度であることを示しており、このこと
は、断面に、高抗力発散マツハ数及び低レベルの
抗力係数Cxを与え、後縁の特殊な形状は、更に、
高マツハ数においてさえも、低いモーメントレベ
ルCnを確実にする。
する断面の回りの圧力係数（Kp）の分布を示す
第７図は、明らかに、下面の上における過速度が
低いこと及び上面及び下面の上における衝撃波の
強度が中程度であることを示しており、このこと
は、断面に、高抗力発散マツハ数及び低レベルの
抗力係数Cxを与え、後縁の特殊な形状は、更に、
高マツハ数においてさえも、低いモーメントレベ
ルCnを確実にする。
第９図は、明らかに、抗力の見地及びモーメン
ト係数Cmの値の見地の両方から、遷音速度にお
ける断面の良好な機能を示している。
ト係数Cmの値の見地の両方から、遷音速度にお
ける断面の良好な機能を示している。
同じ条件の下になされた比較試験の結果、従来
の標準断面NACA0012に関して、著しい結果が
得られた。例えば、Mp＝0.4及びMp＝0.5におけ
る最大揚力係数Czは、50％増加している（第８図
参照）。更に、ゼロ揚力における抗力発散マツハ
数は、0.755であり、０に近い揚力係数Czに対す
るモーメント係数Cnのレベルは、0.73よりもより
低いか又は等しい上流マツハ数に対して−0.015
を超過していない（第９図参照）。
の標準断面NACA0012に関して、著しい結果が
得られた。例えば、Mp＝0.4及びMp＝0.5におけ
る最大揚力係数Czは、50％増加している（第８図
参照）。更に、ゼロ揚力における抗力発散マツハ
数は、0.755であり、０に近い揚力係数Czに対す
るモーメント係数Cnのレベルは、0.73よりもより
低いか又は等しい上流マツハ数に対して−0.015
を超過していない（第９図参照）。
この断面のすぐれた性能は飛行中に、特に、機
動運動及びホパリングの時に、高い性能を保証す
る。
動運動及びホパリングの時に、高い性能を保証す
る。
それ故、本発明による断面は、ヘリコプタのよ
うな航空機回転翼のすべての形式に対して応用可
能である高性能の羽根が決定されることができる
ようにする。
うな航空機回転翼のすべての形式に対して応用可
能である高性能の羽根が決定されることができる
ようにする。
13％に等しい最大相対厚さの断面に対する上述
の等式は、最大相対厚さが11％と15％との間にあ
る本発明による任意の断面を、縦座標に0.13にお
ける希望される最大相対厚さの比を掛けることに
よつて、容易に画かれることを可能とさせる。
の等式は、最大相対厚さが11％と15％との間にあ
る本発明による任意の断面を、縦座標に0.13にお
ける希望される最大相対厚さの比を掛けることに
よつて、容易に画かれることを可能とさせる。
第１図は本発明による羽根断面を一般的に示す
図、第２図は、翼弦に沿つて通分されたＸ軸、す
なわち、ｘ／ｃの関数として上面Cexの曲率の変
動を示す線図（表示上の理由から、第２図の線図
は、Ｘ軸の上には、翼弦に沿つて通分されたＸ
軸、すなわち、ｘ／ｃの平方根がまた、Ｙ軸の上
には、曲率Cexの平方根が、それぞれ、表わされ
ている）、第３図は翼弦に沿つて通分されたＸ軸、
すなわち、ｘ／ｃの関数として下面Ciotの曲率の
変動を示す線図、第４図は第１図の断面の前縁の
近くの拡大図、第５図は、本発明による断面（曲
線Ｌ）及び公知のNACA0012断面（曲線Ｍ）に
対して、0.4に等しいマツハ数における揚力係数
Czの関数として上面の上における最小圧力係数
Kpnio.ex.の発展を示す線図、第６図は、マツハ数
0.4及びゼロ揚力係数Czに対する本発明による断
面の上面（曲線Ｏ）及び下面（曲線Ｐ）に沿う圧
力（係数Kp）の分布を示す線図、第７図は本発
明による断面のマツハ数0.72及びゼロ揚力係数Cz
に対する上面（曲線Ｑ）及び下面（曲線Ｒ）に沿
う圧力（係数Kp）の分布を示す線図、第８図は
本発明による断面（曲線Ｓ）及び公知の
NACA0012断面（曲線Ｔ）に対する迎え角αの
関数としての揚力係数Czの展開を示す線図、第９
図は本発明による断面の低揚力係数Czに対するマ
ツハ数Ｍの関数としての抗力係数Cx及びモーメ
ント係数Cnの展開を示す線図である。 １……断面；４……上面；５……下面；，
，……上面の区域；，，，……下面
の区域。
図、第２図は、翼弦に沿つて通分されたＸ軸、す
なわち、ｘ／ｃの関数として上面Cexの曲率の変
動を示す線図（表示上の理由から、第２図の線図
は、Ｘ軸の上には、翼弦に沿つて通分されたＸ
軸、すなわち、ｘ／ｃの平方根がまた、Ｙ軸の上
には、曲率Cexの平方根が、それぞれ、表わされ
ている）、第３図は翼弦に沿つて通分されたＸ軸、
すなわち、ｘ／ｃの関数として下面Ciotの曲率の
変動を示す線図、第４図は第１図の断面の前縁の
近くの拡大図、第５図は、本発明による断面（曲
線Ｌ）及び公知のNACA0012断面（曲線Ｍ）に
対して、0.4に等しいマツハ数における揚力係数
Czの関数として上面の上における最小圧力係数
Kpnio.ex.の発展を示す線図、第６図は、マツハ数
0.4及びゼロ揚力係数Czに対する本発明による断
面の上面（曲線Ｏ）及び下面（曲線Ｐ）に沿う圧
力（係数Kp）の分布を示す線図、第７図は本発
明による断面のマツハ数0.72及びゼロ揚力係数Cz
に対する上面（曲線Ｑ）及び下面（曲線Ｒ）に沿
う圧力（係数Kp）の分布を示す線図、第８図は
本発明による断面（曲線Ｓ）及び公知の
NACA0012断面（曲線Ｔ）に対する迎え角αの
関数としての揚力係数Czの展開を示す線図、第９
図は本発明による断面の低揚力係数Czに対するマ
ツハ数Ｍの関数としての抗力係数Cx及びモーメ
ント係数Cnの展開を示す線図である。 １……断面；４……上面；５……下面；，
，……上面の区域；，，，……下面
の区域。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ ヘリコプタ回転翼用羽根断面において、前縁
と後縁との間における凸形の下面と、その長さの
より大きな部分に渡つて凸形ではあるが、後縁の
近くにおいては凹形である上面とから成り立つて
おり、上面が 前縁から翼弦の後縁の方向における長さの30％
よりは多く無く延びている第一区域と 第一区域に隣接すると共に前縁から翼弦の長さ
の少なくとも60％までを延びている、上面の曲率
が実質的に一定である第二区域と から成り立つており、前記第一区域が 表面に曲率が前縁において最大値を有している
と共に後縁の方へ急速に減少している第一領域と 前記第一領域に隣接している、曲率が実質的に
一定である第二領域と 前記第二領域に隣接すると共に前縁から翼弦の
長さの30％よりはより多く無く延びている、曲率
が急速に減少している第三領域と から成り立つていることを特徴とするヘリコプタ
回転翼用羽根断面。 ２ 前記第二領域が、上面の上の、その断面の翼
弦の上への投影が、前縁から翼弦の長さの１％に
等しい距離にある点を包囲している特許請求の範
囲第１項記載のヘリコプタ回転翼用羽根断面。 ３ 前記第二領域が、断面の翼弦の上への投影に
おいて、前記翼弦の長さの少なくとも１％に等し
い長さの上を延びている特許請求の範囲第１項記
載のヘリコプタ回転翼用羽根断面。 ４ 前記第二領域が、その断面の翼弦の上への投
影が、前縁から前記翼弦の長さの少なくとも0.5
％に等しい距離にある点に中心決めされている特
許請求の範囲第１項記載のヘリコプタ回転翼用羽
根断面。 ５ 前記第二領域の中において、曲率が、前縁に
おける曲率の約1/5である特許請求の範囲第１項
記載のヘリコプタ回転翼用羽根断面。 ６ 約11％と15％との間の最大相対厚さを有して
おり、前記第一区域が、前縁から、後縁の方向
に、翼弦の長さの約20％まで延びており、 前記第一領域が、前縁から、曲率が最大であり
且つ基準として100に著しく選択された前縁から、
翼弦の長さの１％よりもより少なく延びており 前記第二領域が、前縁から翼弦の長さの１％の
ところに配列されている翼弦の点の両側上に配列
されると共に約20の一定の曲率を有しており 前記第三領域が、約20から約１に減少している
曲率を有しており 前記第二区域が、前縁から翼弦の長さの約70％
まで延びていると共に実質的に１に等しい曲率を
有している 特許請求の範囲第１項記載のヘリコプタ回転翼用
羽根断面。 ７ 前記第二区域に第三区域がつながつており、
前記第三区域が 翼弦の長さの約80％まで延びている、曲率が約
１から０まで減少している第一領域と 翼弦の長さの約97％まで延びている、曲率が０
から約−５まで減少している第二領域と 後縁まで延びている、曲率が約−５から０まで
増加している第三領域と から成り立つている特許請求の範囲第６項記載の
ヘリコプタ回転翼用羽根断面。 ８ 前記凸形の下面が、前縁から、前記前縁から
翼弦に沿つて翼弦の長さの1.5％に等しい距離ま
で延びていると共に曲率が、前縁において基準と
して100に等しく選択された最大値から、約10ま
で連続的に減少している第一区域と 前記第一区域に隣接すると共に翼弦の約10％ま
で延びており、曲率が約10から約１まで減少して
いる第二区域と から成り立つている特許請求の範囲第６項記載の
ヘリコプタ回転翼用羽根断面。 ９ 前記下面の曲率の第二区域に、翼弦の長さの
約95％まで延びている、曲率が実質的に一定であ
り且つ非常に小さな第三区域がつながつている特
許請求の範囲第８項記載のヘリコプタ回転翼用羽
根断面。 １０ 前記下面の曲率の第三区域に、実質的に後
縁まで延びている第四区域がつながつており、こ
の区域においては、その下面が直線状であり且つ
上面の対応する部分に対して平行となつている特
許請求の範囲第９項記載のヘリコプタ回転翼用羽
根断面。 １１ 後縁の近くにおいて、断面が翼弦の実質的
に0.4％に等しい一定厚さを有している特許請求
の範囲第１０項のヘリコプタ回転翼用羽根断面。 １２ 原点Ｏが、前縁に併合されており、OX軸
が翼弦に併合されていると共に前縁から後縁に向
かつて正に採られており、OY軸が下面から上面
に向かつて正に採られているOX−OY直角座標
系において、Ｃを翼弦の長さを現し、ｘを比Ｘ／
Ｃを現すものとした時に、その上面が、次ぎの関
係式、すなわちＸ／Ｃ＝０からＸ／Ｃ＝0.049ま
で Ｙ／Ｃ＝0.1745√＋1.1591x−79.589x2＋344.71x3
−6875.8x4＋504140x5 Ｘ／Ｃ＝0.049からＸ／Ｃ＝0.109まで Ｙ／Ｃ＝−0.007614√＋1.8218x−15.225x2＋18.15
4x3＋682.97x4−4522.9x5＋8498.4x6 Ｘ／Ｃ＝0.109からＸ／Ｃ＝0.285まで、 Ｙ／Ｃ＝0.24914√＋0.10962x−1.2684x2−0.85335
x3＋15.34x4−25.295x5 Ｘ／Ｃ＝0.285からＸ／Ｃ＝１まで Ｙ／Ｃ＝−0.02173＋0.34949√−0.17603x−0.2665
9x2＋0.03833x3＋0.14407x4−0.14359x5 ＋0.68569x6−1.4592x7＋0.84737x8 によつて与えられる特許請求の範囲第６項記載の
ヘリコプタ回転翼用羽根断面。 １３ 最大相対厚さが13％であり、また、原点Ｏ
が、前縁に併合されており、OX軸が翼弦に併合
されていると共に前縁から後縁に向かつて正に採
られ、OY軸が下面から上面に向かつて正に採ら
れているOX−OY直角座標系において、Ｃを翼
弦の長さを現し、ｘを比Ｘ／Ｃを現すものとした
時に、その下面が、次ぎの関係式、すなわち Ｘ／Ｃ＝０からＸ／Ｃ＝0.503まで Ｙ／Ｃ＝−0.11589√＋0.15852x−0.13218x2−0.72
686x3＋3.4824x4−5.4712x5＋3.0192x6 Ｘ／Ｃ＝0.503からＸ／Ｃ＝１まで Ｙ／Ｃ＝−0.044809＋0.073457√−0.040754x−0.1
1866x2−0.12597x3＋0.591x4−0.34067x5 によつて与えられる特許請求の範囲第６項記載の
ヘリコプタ回転翼用羽根断面。 １４ 翼付根から翼幅の少なくとも75％が、特許
請求の範囲第１〜１２項のいずれかに記載の羽根
断面を有しているヘリコプタ回転翼用羽根。
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8020490A FR2490586A1 (fr) | 1980-09-24 | 1980-09-24 | Profil de pale pour voilure tournante d'aeronef |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5784298A JPS5784298A (en) | 1982-05-26 |
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