JPH0341399B2

JPH0341399B2 -

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Publication number: JPH0341399B2
Application number: JP60276176A
Authority: JP
Priority date: 1979-08-10
Filing date: 1985-12-10
Publication date: 1991-06-21
Also published as: FR2463054A1; US4325675A; IN157408B; JPS5631897A; JPS61181799A; FR2463054B1

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、一
層詳細には、ヘリコプタの回転翼に対する翼形の
製作方法に関するものである。

ヘリコプタの回転翼は、多数の異なつた飛行環
境において機能するように規定されなければなら
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
される翼形を規定するために、異なつたパラメー
タの間における困難な妥協を図ることが必要であ
る。

例えば、回転翼に必要と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、一方、先
立つ翼のうずによる後続する翼の端部への相互作
用を減少させるためには、抗力発散マツナ数にお
ける揚力係数（C_Z）のレベルを改善しなければ
ならない。

同様に、高速ヘリコプタ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
マツハ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ハ数のこの増加
のためには、その上、マツハ数の範囲を、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、できる限り高くしなければならない。

更に、ヘリコプタ翼形に対して一つの重要なこ
とはできる限り小さな無揚力モーメント係数C_np
を得ることである。なぜならば、それが翼のピツ
チを制御するロツドへの力のレベルを決定するか
らである。このようにして、高い無揚力モーメン
ト係数C_npは、振動の生成を促進し、回転翼の制
御鎖の寿命に悪影響を与える。

それ故、ヘリコプタ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得ること
が、本発明の目的である。

特に、多くの局部的な特性の存在することが特
徴となつている本発明による翼形の特殊な形状
は、翼形の大きな空気力学的効率を与え、抗力発
散マツハ数を大きくすることを可能とする。

上述の飛行環境において、完全に機能するのに
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、優れた構造
的剛性を有している翼が作られることを可能とす
る。

この目的のために、本発明によると、前縁と後
縁との間に凸状の上面と、中くぼ形ではない下面
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、
ほぼRo＝1.7C・e² _nax（ここに、Ｃは、翼弦を、ま
た、e_naxは前記翼形の最大相対厚さを、それぞ
れ、表す）によつて、規定され、また、前記前縁
に隣接する下面の部分が、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つて急速に減少している第一
下面と、第一下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面とから成立
つているが、この第二下面の領域は、後縁の方向
に、下面の最小曲率の点まで連続的に減少してい
る非常に小さな曲率を有しているが、この最小曲
率の点は、前記第二下面の領域の端部に置かれて
いる。

このようにして、前縁に近接している下面の部
分に、強力な衝撃波の出現することが阻止され、
これによつて、境界層の剥離が阻止され、その結
果、高速飛行の場合に、抵抗係数は低く、抵抗発
散マツハ数は高くなる。

以下、本発明を添付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とから成立つている本発明による翼形１は、
本質的に、前縁領域４と、これにつながれている
上面線５及び下面線６とから成立つているが、こ
れらの上下面線５，６は、翼形の後方部分内にお
いて、後縁領域７を規定している。

説明を簡単にするために、以下には、第１図の
翼形を、点Ｏにおいて直角に交差している軸OX
と、OYとから成る直角座標系に関連して説明す
るが、点Ｏは、曲率半径が最小である前縁の領域
の点と一致している。

更に、後縁８の点を通過する軸OXは、翼形の
翼弦９と一致している。

正方向が第１図に与えられている矢印によつて
示されている軸OX、OYの直角座標系は、それ
ぞれ、翼形の翼弦長Ｃに関連されて、換算された
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、点Ｏと点８との間において、連続的に上方
線２及び下方線３に内接するように描かれた多数
の円の中心の軌跡の幾何学的位置を表現している
平均線、又は、骨組１０が考慮される。

以下、実際に、本発明による翼形を、ある特定
の平均線に対して対称的なレンズ翼の形式を変形
することによつて、例として、決定して見る。

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
れに続く疑似直線１０−２とから成立つている
が、これらの線は、横座標xa、縦座標yaの点ａ
によつて相互から分離されており、縦座標yaの
値は、平均線１０の最大の縦座標を表現してい
る。

横座標xaは、好適には、翼形の翼弦長Ｃの少
なくとも12％に等しい限度と、この翼弦の長さの
多くとも20％に等しい限度との間に含まれ、ま
た、最大の縦座標yaの値に対しては、両方の限
度において、横座標xaの値の約10％に等しい。

点Ｏと点ａとを連結している線１０−１は、ほ
ぼ次式(1)によつて規定される。

ｙ＝k₁x³＋k₂x²＋k₃x＋k₄x^1/2 (1) ここで、値k₁、k₂、k₃及びk₄は、正、又は、負
の定数を表し、一方、点８を通る線１０−２は、
点ａと８との間の距離の少なくとも3/4を、実際
に直線状となつており、この線１０−２は、点ａ
の近くで且つ点ａの後方の点Ｔにおいて、線１０
−１に接線状につながつている（第２図参照）。

横座標xaに対しては、翼弦長Ｃの16％に等し
く、最大の縦座標yaに対しては、翼弦長Ｃの1.6
％に等しいものと規定された一つの推奨形態によ
ると、線１０−１の輪郭は、式(1)の係数が次の値
を取る時に、正確に再生される。

k₁＝2.0327 k₂＝−1.1146 k₃＝0.1826 k₄＝0.0175｝ (2) この線１０−１の係数に対する特定の数値か
ら、他の輪郭を有する線１０−１に対する規定
も、例えば、縦座標の間における幾何学的相似性
によつて、得られる。すなわち、この場合には、
上記の最大の縦座標と、考慮される輪郭の最大の
縦座標との比によつて決定される一定値を、上記
各数値に乗ずれば良く、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つなぐことによつて得ら
れる。

第３図は、骨組、すなわち、平均線の両側上に
おいて対称的となつている上方線及び下方線から
成り立つている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、軸OXと一致している骨組、すな
わち、平均線の各側において対称的に排列された
上方線１２及び下方線１２′から成立つており、
また、説明を簡単とするために、第１図に示され
た翼形と同じ長さＣの翼弦９を有しているものと
してある。

更に、線分ｂ−b′によつて示されている翼形１
１の最大厚さの翼弦方向の点は、翼弦長の1/3に
等しい横座標xbの箇所に置かれており、また、
実際、最大厚さを構成している距離ｂ−b′は、こ
の翼形の翼弦長Ｃの値の少なくとも６％に等しく
且つ多くてもその13％に等しい。上方線１２は、
第一の湾曲線１２−１及び第二の湾曲線１２−２
から成立つているが、これらの内、第一の湾曲線
１２−１は、点Ｏにおいて出発し、点ｂにおいて
終わつており、また、第二の湾曲線１２−２は、
第一の湾曲線１２−１の点ｂから翼形の後部に向
かつて後縁８まで延びている。

翼弦長Ｃの1/3において９％の最大厚さを与え
るように規定されている一つの推奨実施形態によ
ると、線１２−１は、主として、次式(3)によつて
軸OX、OYの直角座標系によつて決定される。

ｙ＝k₅x³＋k₆x²＋k₇x＋k₈x^1/2＋k₉ (3) ここで０ｘ0.33 k₅＝−0.1172 k₆＝0.0071 k₇＝−0.1068 k₈＝0.1446 k₉＝0.0006 (4) 一方、線１２−２は、主として、次式(5)によつ
て決定される。

ｙ＝k₁₀x²＋k₁₁x＋k₁₂ (5) ここで 0.33ｘ１ k₁₀＝−0.1153 k₁₁＝0.0844 k₁₂＝0.0295｝ (6) ここに説明された異なつた数学的等式は、無
論、翼弦長Ｃに対する比を採ることにより、他の
最大厚さを有している翼形に対しても有効であ
る。

更に、翼弦長Ｃの値の６％と13％との間から成
立つている最大厚さを有している対称翼形の規定
は、例えば、前に述べられた線１２及び１２′の
縦座標に、問題の最大厚さの値を分子とし、0.09
の基準位置を分母として得られる相似比を掛ける
ことにより、得られる。

このようにして、推奨実施例においては、対称
的レンズ翼形１１の骨組、すなわち、平均線１０
を、式(1)及び(2)に従つて変形することにより、前
縁の下面領域内において特殊な曲率を有している
翼形を規定することが出来る（第４図参照）。こ
の翼形は、下面１３のこの部分における強力な衝
撃波の出現を阻止し、これによつて境界層の剥離
が解消され、高速飛行に対して、低い抵抗係数及
び0.85に近い高い抵抗発散マツハ数が得られるよ
うにさせる。ここで抵抗発散マツハ数とは、抵抗
係数C_Xの増加が表れ、式C_X＝ｆ（Ｍ）の傾斜
δC_X／δMが、0.1に等しいマツハ数M_DXであるこ
とを想起されたい。

これらの注目すべき結果は、特に、前縁０にお
ける次式によつて規定される値にほぼ等しい曲率
半径R₀によつて得られる。

R₀＝1.7C・e² _nax (7) ここで、Ｃは翼弦長、e_naxは翼形の最大厚さ
を、それぞれ、表す（第１図参照）。一層明快に
第４図に示すように、下面部分１３は、本質的
に、点ｄによつて相互から分離されている線１３
−１と、１３−２とから成立つている。

点Ｏから出発している線１３−１、従つて、前
縁に接触する円の一部分から成立つている線１３
−１は、点Ｏ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Ｏに関して、翼弦Ｃの
数パーセントに等しい距離に置かれている。

点ｄと、点ｆとによつて規定される線１３−２
は、これらの２点間において、非常に小さな曲率
を有しているが、この曲率は、点ｄから点ｆまで
減少しており、点ｆにおいて最少となつている。
点ｆは、好適には、前縁０から20％に置かれ、点
ｄと、ｆとの間の小さな曲率の線の部分が、下面
の約15％の長さに現れることが望ましい。これら
の幾何学的特性によつて、比較的に安定な超音速
帯域１４（第５図参照）が、0.75と0.86との間の
上流無限マツハ数に対して、下面の上に得られる
が、この帯域１４は、低いレベルの超音速ピーク
１４−１を有しており、また、このピーク１４−
１は、可成りの再圧縮１４−２に先立つている。
その上、最小曲率の点ｆを越えていない超音速帯
域１４には、実際には、翼形の翼弦長Ｃの半分ま
で、衝撃無しの音速帯域１５が、つながつている
（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(1)及
び(2)によつて規定され、他方では、式(3)、(4)、(5)
及び(6)によつて規定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)によつて示される関
係を適用することにより、例えば、部分１３の一
部分を、次の近似的な合成式の助けによつて、規
定することを可能とする。

ｙ＝0.821393x²−0.284150x−0.005602 (8) 前縁の半径は、翼弦長Ｃに対する比で表して、
0.09に等しい最大厚さに対するものであり、式(7)
の適用によつてほぼ規定され、すなわち、翼弦長
に対する比で表して、ほぼ0.014に等しい。

この例においては、下面の最小曲率の点は、前
縁から20％に置かれたままであり、また、ここ
に、用語「ほぼ」とは、得られる精度が、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、前縁４の領域内に置かれた上面部分１
６（第４図参照）は、式(1)〜(6)を考慮に入れ、次
の簡単式によつて決定される。

ｙ＝−1.667230x²＋0.596885x＋0.005873 (9) ここで０ｘ0.17 第６図に示されるように、一般式(7)によつて規
定されるような半径、一層正確には、翼弦長に対
する比で表して、約0.014に等しい半径と、上式
(9)との組合せによつて規定されるような前縁の半
径の使用は、上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する。例えば、0.8よ
りもより大きい上流無限マツハ数及びゼロに近い
揚力係数C_Zの対しては、超音速線１７の正規の
上昇が認められ、この線１７は、翼弦長の約20％
において最大となり、それから、中程度の衝撃１
９に先立つている遅く且つ正規の予圧縮１８の大
きな線が表れる。このようにして、一方では、凸
状の正規の再圧縮線２０と、組合わされると共
に、他方では、線２１によつて示される下面上の
圧力の分布と組合わされて、これらの流れ線の連
続は、特に、低抵抗係数C_X及びそれと協同され
る非常に高い発散マツハ数が、得られることを可
能とする。

更に、翼形の後半部の翼弦内に置かれた、疑似
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）、これは、本質的に、
事実上ゼロモーメント係数C_np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
り得る係数C_npの調節を可能とするために、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７図）。

第７図に示されるように、後縁たな２２は、そ
の構造物の中心２２−１が、翼形の翼弦９と整列
されている。

例えば、第６図に表される圧力の変動２３によ
つて示されるように、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、ある機能の条件下に、係数C_npの
値を減少させることにある。たな２２の長さｌ
は、好適には、翼形の翼弦長Ｃの５％に等しく、
その厚さe₁は、多くとも、その長さの1/10に等し
いことが望ましい。

特に、前縁の特定の半径R₀、下面１３の特定
の部分、上面１６の一部分及びたな２２を構成す
る後縁領域７を組合わせて使用することにより、
本発明による翼形は、このようにして、0.75R
と、0.9Rとの間に置かれる翼端部領域内におい
て使用されるのに、完全に適しているものである
（ここに、Ｒは、回転翼の軸に関する羽根の半径
を示すものである）。

同じ条件の下になされた比較試験が、普通基準
翼形NACA0012に対して、著しい結果を生じた。

例えば、抵抗係数C_Xは、ほぼ20％減少され、
一方、抵抗発散マツハ数M_DXは、８％増加した。

更に、係数C_npは、上流無限マツハ数に対して、
0.8に等しいか、又は、それよりもより大きいま
まであり、事実上ゼロのままである。

翼形の規定の異なつ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、高性能を確保し
ている。

それ故、本発明による翼形は、高い推進力及び
運搬能力を有する、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規
定することが可能である。

その上、本発明は、一方では、０と0.75Rとの
間、また、他方では0.9RとＲとの間における羽
根部分に対して利点の得られることを、可能とす
るものである。

第８図は、OX、OYの直角座標系に関連させ
て、改良された揚力係数を有する翼形の骨組１
０′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１０′は、横座標ｘ＝0.32の点ｉにおいて
連結された２部分１０′ａと１０′ｂとから成立つ
ている。

部分１０′ａは、次式、すなわちｙ＝a₁√＋a₂x＋a₃x²＋a₄x³＋a₅x⁴ (10) ここに a₁＝−0.024977 a₂＝0.25251 a₃＝−0.41567 a₄＝−0.58234 a₅＝1.7003 を有しており、一方、部分１０′ｂは、次式ｙ＝a₆＋a₇√＋a₆x＋a₉x²＋a₁₀x³＋a₁₁x⁴ ＋a₁₂x⁵＋a₁₃x⁶＋a₁₄x⁷ (11) ここに a₆＝0.04993 a₁₁＝0.47224 a₇＝−0.16019 a₁₂＝0.010966 a₈＝0.24674 a₁₃＝−0.38092 a₉＝−0.071867 a₁₄＝0.22137 a₁₀＝−0.3883 を有している。

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１０″ｂとか
ら成立つている。

部分１０″ａは、次式ｙ＝b₁√＋b₂x＋b₃x²＋b₄x³＋b₅x⁴ (12) ここに b₁＝−0.013741 b₂＝0.21824 b₃＝−1.4504 b₄＝5.022 b₅＝−7.0651 を有しており、一方、部分１０″ｂは、次式ｙ＝b₆＋b₇√＋b₈x＋b₉x²＋b₁₀x³＋b₁₁x⁴
（13）ここに b₆＝0.012714 b₇＝−0.004936 b₈＝−0.012855 b₉＝0.028575 b₁₀＝−0.060413 b₁₁＝0.03702 を有している。

骨組１０′に対して対称的なレンズ翼を構成す
るためには、前に対称的なレンズ翼に関連して規
定された９％の最大厚さの対称的なレンズ翼が取
られ、その下面線及びその上面線の縦座標は、比
12／９を乗ずる。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１
０′を有するように変形され、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″に対して対称的なレンズ翼
を構成するためには、前に対称的なレンズ翼に関
連して規定された９％の最大厚さを有している対
称的なレンズ翼が取られ、その下面線及びその上
面線の縦座標は、比６／９を乗ずる。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１０″を有するよう
に変形され、また、より高い抗力発散マツハ数を
表す翼形が得られる。

同じ条件の下において、比較試験が、それぞ
れ、最大厚さ12％及び６％のこれらの新規な翼形
と、上記に規定された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
Ｌ，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％の最大厚さを有す
る翼形に対する、翼形の迎え角αの関数としての
揚力係数C_Zの変化を、現すものである。

第９図は、９％の最大厚さの翼形に関して（曲
線Ｌ）、12％の最大厚さの翼形（曲線L′）が、揚
力係数に著しい増加を表わすことを示している。
最大揚力係数が、約15％の増加を有していること
が分かる。この増加は、９％の最大厚さの翼の、
事実上、揚力がゼロで、実質的に、モーメント係
数C_npの変化無しに生じている。

更に、試験の結果、12％の最大厚さの翼形の抗
力係数C_Xは、非常に低いままであることが分か
つた。

６％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
散マツハ数が0.91に近く、一方、９％の最大厚さ
の翼に対しては、0.85であることが分かり、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している。

このようにして、12％及び６％の最大厚さの翼
形は、その中間部分が９％の最大厚さの翼形によ
つて構成されている回転羽根の根元部分及び端部
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、事実上ゼロ揚力を有し、モーメン
ト係数C_npの実質的な変化無しに、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、
後退する翼の揚力が改善され、また、翼が前進位
置にある時には、翼の抗力を不利とすること無し
に、揚力の損失の早まつた出現が阻止される。

【図面の簡単な説明】

第１図は、直交軸OX、OY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、中心線
を拡大して示す略図、第３図は、第２図の骨組の
助けによつて、本発明による翼形が規定されるこ
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／Pi₀（ここに、Ｐ＝横軸Ｘの点における翼形
の面の上の圧力、Pi₀＝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
速流れが、続くことを示している。第６図は、上
面及び下面の上における、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／Pi₀の展開を示す線図である。第７
図は、第１図の翼形の後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％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C_Z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……上面線；６……下面
線；７……後縁領域；８……後縁；１０……平均
線；１１……レンズ翼。

Claims

【特許請求の範囲】１まず、連続的な骨組、すなわち、平均線が規
定されるが、前記骨組、すなわち、平均線は、構
成されるべき翼形の前縁の最大曲率の点及び後縁
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垂直方向に最も離れている前
記骨組、すなわち、平均線の上の点との間に延び
ている上面に向かつて凸状に湾曲されている第一
部分と、他方では、前記翼弦から垂直方向に最も
離れている前記骨組、すなわち、平均線の上の点
から、ほぼ後縁まで延びている実質的に直線状の
第二部分とから成り立つており、更に、対称的な
レンズ翼形が規定されるが、前記対称的なレンズ
翼形は、その骨組、すなわち、平均線が、前記構
成されるべき翼形の翼弦と一致していると共に前
記翼弦に対して対称的な上面線及び下面線を有し
ており、また、前記翼形の最大厚さの箇所が、前
記前縁から翼弦長の約1/3のところにあると共に
前記翼弦長の６〜13％の厚さを有しており、その
後、前記レンズ翼形の前記翼弦の各点に対して、
前記下面線上の点及び上面線上の点の前記翼弦ま
での距離が測定され、このように測定された距離
が、前記構成されるべき翼形を得るために、前記
骨組、すなわち、平均線の、前記構成されるべき
翼形の前記翼弦の各対応する点において、前記骨
組、すなわち、平均線に対して直角に且つその各
側の上にプロツトされるようにすることを特徴と
する回転翼用翼形の製作方法。２原点Ｏが、前記前縁の最大曲率の点であり、
OX軸が前記前縁から前記後縁の方に向けて置か
れている前記レンズ翼形の前記翼弦であり、OY
軸がOX軸に対して直角で且つ下面線から上面線
の方に向けて置かれているOX軸、OY軸の直角
座標系に関して前記構成されるべき翼形を決定す
るために、前記骨組、すなわち、平均線の前記凸
状の第一部分が、近似的に次式、すなわち（ただ
し、座標ｘ、ｙは、翼形の翼弦長に関連される）ｙ＝k₁x³＋k₂x²＋k₃x＋k₄x^1/2 ここで、ki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項記載の回転翼用翼形の製作方法。３前記翼弦から垂直方に最も離れている前記骨
組、すなわち、平均線の上の点の前記翼弦の上へ
の投影が、前記前縁の前記最大曲率の点から出発
して前記翼弦の16％のところに置かれ、この場
合、前記定係数が少なくとも、次ぎの値、すなわ
ち k₁＝2.0327 k₂＝−1.1146 k₃＝0.1826 k₄＝0.0175 を有している特許請求の範囲第２項記載の回転翼
用翼形の製作方法。４原点Ｏが、前記前縁の最大曲率の点であり、
OX軸が前記前縁から前記後縁の方に向けて置か
れた前記翼形の前記翼弦であり、OY軸がOX軸
に対して直角であると共に前記下面線から上面線
の方に向けて置かれたOX軸、OY軸の直角座標
系に関連されて前記レンズ翼形を使用して、前記
レンズ翼形の下面線又は上面線の部分が、次式、
すなわち（ただし、座標ｘ、ｙは、翼形の翼弦長
に関連される）ｙ＝k₅x³＋k₆x²＋k₇x＋k₈x^1/2＋k₉ によつて規定され、一方、前記レンズ翼形の前記
最大厚さの部分のOY座標と、前記後縁との間に
OY座標がある前記下面線又は上面線の部分が、
近似的に、次式、すなわち（ただし、座標ｘ、ｙ
は、翼形の翼弦長に関連される）ｙ＝k₁₀x²＋k₁₁x＋k₁₂ ここで、kiは、定係数）によつて規定されるようにした特許請求の範囲第
１項記載の回転翼用翼形の製作方法。５前記レンズ翼形の前記最大厚さが、前記翼弦
のほぼ９％に等しく選ばれ、この場合、前記定係
数が、ほぼ次ぎの値、すなわち k₅＝−0.1172 k₉＝0.0006 k₆＝0.0071 k₁₀＝−0.1153 k₇＝−0.1063 k₁₁＝0.0844 k₈＝0.1446 k₁₂＝0.0295 を有している特許請求の範囲第４項記載の回転翼
用翼形の製作方法。