JPH036039B2 - - Google Patents

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JPH036039B2
JPH036039B2 JP56042542A JP4254281A JPH036039B2 JP H036039 B2 JPH036039 B2 JP H036039B2 JP 56042542 A JP56042542 A JP 56042542A JP 4254281 A JP4254281 A JP 4254281A JP H036039 B2 JPH036039 B2 JP H036039B2
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JP
Japan
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airfoil
blade
tip
root
length
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JP56042542A
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JPS56149296A (en
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Rui Muiyu Rune
Rune Garo Jatsuku
Emiiru Puradeie Jannmaruku
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AEROSUPASHIARU SOC NASHONARU IND
Original Assignee
AEROSUPASHIARU SOC NASHONARU IND
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Publication date
Application filed by AEROSUPASHIARU SOC NASHONARU IND filed Critical AEROSUPASHIARU SOC NASHONARU IND
Publication of JPS56149296A publication Critical patent/JPS56149296A/ja
Publication of JPH036039B2 publication Critical patent/JPH036039B2/ja
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    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
    • Y10S416/02—Formulas of curves

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】 この発明は航空機の回転翼に関し、更に詳細に
は、ヘリコプタの回転翼用の高性能羽根に関する
ものである。
ヘリコプタの回転翼の羽根は、円形平面におけ
る２つの位置、すなわち、羽根がヘリコプタ後方
から前方へ向かつて180゜の弧を描く前進位置と、
運動し続ける羽根が完全に360゜回転した後に元の
点に戻る位置とで、実質的に働くことが知られて
いる。
また、作動中に生ずる空気力学的現象が羽根の
位置に応じて異なることも知られている。
従つて、前進する羽根はその端部において、例
えば前進速度と回転翼の回転速度との組合せのた
めに、抗力の急速な増大を生起する空気の圧縮効
果を受け、後退する羽根は高い空気力学的設定に
基因して失速の影響を受ける。
これらの欠点を解消し、ヘリコプタの利用範囲
を増大するために、例えば、先端翼型（翼断面）
の最大相対厚さを減少し、且つあらゆる回転翼羽
根のためにねじれおよびピツチ調整を選択するこ
とが公知であり、この様な方法では後退する羽根
の作動部の空気力学的設定の効果を減少させ勝ち
である。
前述の方法と併用できる別の解決法では、一方
では羽根の端部にて可能な限り最大の抗力分散マ
ツハ数を得ることを促進し、他方では後退する羽
根のために揚力損失の早期発生を回避できる圧力
分布を保証するのに特に適当な一連の翼型を形成
するようにしている。
1979年12月５日出願の米国特許出願第100350号
（米国特許第4325675号）明細書には、ホバリング
飛行中、高速飛行中および飛行操縦中において非
常に高性能である航空機回転翼用の羽根の翼型を
開示してある。
特に、特殊な前縁半径および下面における最小
曲率点の存在と、通常は、翼型周囲の曲率の基本
的展開によつて特徴づけられる翼型幾何学性は、
注目すべき抗力分散マツハ数の値を与え且つ高い
空気力学的効率を与える。
更に、変換に関する簡単な幾何学的法則の適用
に起因して、前述した翼型は羽根の長さに応じ且
つ特に端部領域において、様々な型式の空気力学
的作用についての必要条件に適合しうる別の翼型
を設定できる。
しかしながら、それらの翼型に関する個々独立
した限定条件は、一方では、羽根の長さに沿つた
異なる翼型間、他方では、回転中の羽根間の相互
作用から生ずるあらゆる空気力学的効果を配慮し
ていない。
実際に、研究時に変形しないものとみなされた
翼型の設計は特に、渦流において変形自在な羽根
の設計とは異なる。
従つて、この発明は、前進位置および後退位置
で非常に高い性能を有するヘリコプタ回転翼用の
羽根を提供することを主な目的としている。
この翼型は、前述した空気力学的翼型の羽根の
長さに沿つた展開および応用、更に詳細には、該
翼型の最大相対厚さおよびねじれの展開によつて
設定され、特に重い荷重状態での高速運転で注目
すべき性能を得ることができる。
羽根の作動面に沿つた翼型の相対的作用のため
に設けられた最適条件は別として、回転翼近傍の
根元領域が、羽根を回転翼ハブに固着するための
固着装置に作用する機械的作用ならびに抗力に対
して有益な効果を得ることを可能にする。
この発明は、前述した目的で、羽根前縁に対し
て直角に置かれた先端翼型、および該先端翼型と
羽根を回転翼ハブに固着する固着装置との間に置
かれた根元翼型から成り、ほゞ一定した翼弦を有
する先端翼型および根元翼型が羽根の長さの主要
部に沿つて揚力面を形成し、翼型は式R0＝
1.7C・e2 nax（式中、Ｃは翼弦、enaxは翼型の最大
相対厚さを夫々示す。）によつて表される最大曲
率半径R0の前縁を有すると共に、前縁から翼弦
長のほゞ20％に等しい距離の位置で下面に最小曲
率の点を有し、前述の揚力面の翼型は、根元翼型
が形成される羽根断面に到るまで直線的に増大す
る空気力学的ねじれを先端翼型から根元翼型に向
かつて有し、このねじれは次いで逆転して羽根の
固着位置で零になり、揚力面の翼型の零揚力翼弦
と、羽根の固着装置の中心を通つて回転翼ハブに
到る参考面とによつて形成されるねじれ角度が先
端翼型において大きくても0.3゜であることを特徴
とするヘリコプタ回転翼用の高性能羽根を提供す
ることを意図している。
従つて、羽根の両端部間のねじれの上限および
先端翼型と根元翼型との間で直線的に増大するね
じれの結合した利用に特に基因して、この発明
は、一連の翼型のために非常に高い推進力および
輸送力を有する羽根を提供することが出来る。
根元翼型のねじれ角度と先端翼型のねじれ角度
との間の差は好ましくは、少なくても6゜、大きく
ても8゜で、先端翼型を根元翼型から隔てる距離は
短くても羽根長さの70％に等しい。
更に、抗力を過度に増大させることなく羽根の
揚力を最適にするために、根元翼型の最大相対厚
さを小さくても該根元翼型の翼弦長の９％、大き
くても13％と等しくし、その最小相対厚さを先端
翼型に向かつて少なくとも羽根の長さの52％に相
当する距離に亙つて一定に保つのが好適である。
同様に、特に羽根の先端に向かつて、十分な揚
力および優れた構造的抵抗を保証すべく抗力を最
適にするために、一方では、先端翼型の最大相対
厚さを小さくても該先端翼型の翼弦長の６％、大
きくても９％に等しくし、他方では、長くても羽
根の長さの30％に相当する距離に亙つて揚力面の
翼型の最大相対厚さを、最大相対厚さが最小であ
る先端翼型から、最大相対厚さが一定且つ最大と
なる羽根断面にまで直線的に増大させることが好
適である。
この発明の好ましい実施態様によれば、ヘリコ
プタ回転翼用の高性能羽根は、羽根前縁に対して
直角に置かれた先端翼型および該先端翼型と羽根
を回転翼ハブに固着する固着装置との間に置かれ
た根元翼型から成り、該先端翼型および根元翼型
はほゞ一定した翼弦の翼型によつて形成される揚
力面を羽根の主要部に沿つて形成し、各翼型は式
R0＝1.7C・e2 nax（式中、Ｃは翼弦、enaxは翼型の
最大相対厚さを夫々示す。）によつて表される最
大曲率半径R0の前縁を有すると共に、前縁から
翼弦長のほぼ20％に等しい距離の位置で下面に最
小曲率の点を有し、該揚力面の翼型は、根元翼型
が形成される羽根断面に到るまで直線的に増大す
る空気力学的ねじれを側端翼型から根元翼型に向
かつて有し、このねじれは次いで逆転して羽根の
固着位置で零になり、揚力面の翼型の零揚力翼弦
と、羽根の固着装置の中心を通つて回転翼ハブに
到る参考面とによつて形成されるねじれ角度が先
端翼型においてほゞ0.2゜に等しく、更に、先端翼
型は一方では翼弦長の約７％に相当する最大相対
厚さを有し、他方では根元翼型に関して約7゜のね
じれ角度差を有し、先端翼型を根元翼型から隔て
る距離が羽根の長さの80％にほゞ等しく、根元翼
型の最大相対厚さが翼弦長の12％にほゞ等しく、
その相対厚さが羽根の長さの57％にほゞ相当する
距離に亙つて一定に保たれ、次いで先端翼型へ向
かつて直線的に減少していることを特徴としてい
る。
従つて、少なくとも２枚の羽根から成り、各羽
根の少なくとも一部分が上述したようなねじれ角
度と最大相対厚さとの展開を示す空気力学的な翼
型によつて形成されていることを特徴とする航空
機の回転翼は、主な型の飛行、時に高速前進飛行
において著しい性能を示すことが出来るようにな
つている。
この発明は、添付図面を参照しながら以下に記
載する詳細な説明から一層明白に理解されよう。
図面を参照するに、第１図は、固着装置３を介
してヘリコプタの回転翼２によつて固定されてい
るこの発明に従つた羽根１を示している。簡略化
のために、この発明の要部を構成しない回転翼お
よびそのハブは、回転翼の軸心４と、ハブに固着
するための上部部材５および下部部材６とによつ
て概略的に簡単に図示されている。
翼弦が羽根の長さＬの主要部に亙つて実質的に
一定であるこの発明の羽根１は、先端翼型７と根
元翼型８との間に、前縁１０によつて前方に向け
て限定され且つ後縁１１によつて後方に向けて限
定されている揚力面９を有する。
ロータ軸心４から距離Ｒの部分、すなわち羽根
の回転翼円板１２の外周部上に配置された先端翼
型７は好ましくは羽根の前縁１０に対して直角に
置かれ、また先端翼型７と羽根の固着装置３との
間に回転翼２によつて置かれた根元翼型８は先端
翼型７から距離L1の処に配置されている。
先端翼型７から根元翼型８までの揚力面９は、
第３図に示されるように前縁１０における最大曲
率半径R0と、前縁１０から翼弦長Ｃのほゞ20％
の距離における下面上の最小曲率点ｆとを表す翼
型によつて形成されている。
先に述べた英国特許第4325675号明細書に開示
された翼型輪郭を完全に決定する数学的限定条件
によれば、最大曲率半径R0は式R0＝1.7C・e2 nax
によつてほゞ表すことができる。この式で、Ｃは
翼弦長を示し、enaxは羽根長さL1における翼型の
最大相対厚さを示す。
羽根の空気力学的機能は特に、羽根の長さに沿
う翼型の迎え角すなわちねじれ角度の設定に依存
している。
第２図および第３図には、羽根の固着装置３の
中心を通つて回転翼ハブに到る参考面Ｐに関して
揚力面９の翼型の空気力学的設定がいかにして決
められるかを示している。翼型の空気力学的迎え
角度は、実際には翼型の零揚力翼型弦C0と前述
の参考面Ｐとの間の角度によつて決められる。
特に、羽根端部の前縁領域における急勾配エツ
ジに高い過剰速度ピークが生じるのを回避するこ
とにより、あらゆる型の飛行に応じて安定圧力分
布を発生するように揚力面９の翼型をなすべく、
空気力学的ねじれ角度が先端翼型７から根元翼型
８に向かつて直線的に増大されている。
更に、この様な翼型のためにねじれ角度の展開
を最適化する目的で、根元翼型および先端翼型間
の距離L1を、例えば第４図に示されるように、
先端翼型７と固着装置３の間の羽根長さＬの少な
くとも70％とした場合に、根元翼型のねじれ角度
θ2と先端翼型のねじれ角度θ1との間の角度差を小
さくても6゜、大きくても8゜までとしている。
第５図に示されるように、先端翼型の高さで参
考面Ｐに対して直角をなす参考軸線OYに関して
置かれた羽根長さにおけるねじれ角度は、側端翼
型のねじれ角度θ1から根元翼型のねじれ角度θ2ま
で直線的に増大し、次いで逆転され、そして羽根
の固着装置３の位置で零になる。
一方では羽根の長さ、他方では先端翼型および
根元翼型によつて形成される揚力面の長さL1と
の間の差に等しい長さの根元領域におけるねじれ
角度の逆転は、特に大きくても0.3゜の角度をなす
固着装置３に対する側端翼型７の好適合な空気力
学的設定に基因して、該根元領域における機械的
作用力と空気力学的に有利な効果とを奏すること
ができる。
例えば、この様なねじれの逆転は、主に羽根が
前進位置にある時に、根元領域における羽根の抗
力の減少を促進する。更に、回転翼ハブ内に、弾
性材料の変形によつて作動して特にピツチ変化を
保証するよう適した球形停止部材（図示せず）を
用いる時に、ねじれの逆転は静止位置周り、すな
わち参考面Ｐの高さにおける停止部材の準対称的
機能を促進し、回転翼全体の増大した揚力を保証
する。
揚力面に沿つた翼型の最大相対厚さの展開もま
た羽根の空気力学的特性に本質的に寄与する。
例えば、飛行操縦のために、厚さ分布は、速い
前進飛行において高い抗力係数を生ずることなく
高い揚力係数を得ることができるようにすべきで
ある。
更に、ホバリング飛行時には、高度の揚力降伏
を与えるよう高い空気力学的効率を有することが
必要である。
第３図および第６図に示されるように、先端翼
型を根元翼型から隔てる長さL1における翼型の
最大相対厚さenaxの展開は、例えば先端翼型高さ
に位置した参考軸線OZによつて設定される。
第６図は、距離L2に亙つて、最大相対厚さが
根元翼型から先端翼型に向かつて一定で、小さく
ても値e2、大きくても値e1までゞであることを示
している。
長さL2における翼型が空気力学的ねじれと関
連して相当量の揚力と高い空気力学的効率とを特
に決定する圧力分布を発生可能な空気流を生じる
ために、根元翼型の最大相対厚さは好適には小さ
くても９％の値e2、大きくても13％の値e1に等し
くなつており、この様な値は羽根の長さＬの少な
くとも52％に亙つて、換言すれば長さL2の全長
において一定に保たれる。
更に、先端翼型に向かつて翼型の空気力学的効
率と共に抗力分散マツハ数の値を次第に増大させ
る目的で、側端翼型の最大相対厚さは小さくても
翼弦長の６％の値e4、大きくても９％の値e3に等
しくなつている。第６図に示される様に、値e4お
よびe3は羽根の長さL3に亙つて、最大相対厚さが
e2またはe1のいずれか一方の値に等しくなる羽根
断面Ｓに到るまで、換言すれば翼型の最大相対厚
さが一定になり且つ最大値になるモーメントにま
で直線的に増大する。
距離L3は好適には長くても羽根の長さＬの30
％にされている。
この発明の好適な実施態様によれば、一方では
特に前縁半径R0および上述した様に下面におけ
る最大曲率点を表す翼型の結合した使用、他方で
はこれら翼型に特定の最大相対厚さ分布およびね
じれ法則の結合した利用が、特に重荷重状態での
高速飛行のために羽根の幾何学的適合性を得るこ
とが出来るようにしている。
更に、この発明の好適な実施態様によれば、羽
根の固着装置中心を通つて回転翼ハブに到る参考
面に関して先端翼型の零揚力翼弦によつて形成さ
れたねじれ角度はほゞ0.2゜に等しく、また先端翼
型は一方では先端翼型の翼弦長のほゞ７％に相当
する最大相対厚さを有し、他方では根元翼型に関
してほゞ7゜のねじれ角度差を有しており、先端翼
型を根元翼型から隔てる距離は羽根の長さＬの
ほゞ80％である。
更に、この様な推奨実施態様では、根元翼型の
最大相対厚さは翼弦長の12％に等しく、この厚さ
は羽根の長さＬのほゞ57％の距離に亙つて一定
で、そして先端翼型に向かつて直線的に減少して
いる。
一方では、この発明の本質的な特性を示す羽根
に関し、他方ではこの羽根のためにNACA0012
翼型を用いた慣用の回転翼に関して比較テストを
行つた処、注目すべき結果が得られた。
例えば、揚力効率の比較は、同等の動力のもと
でこの発明に従つた羽根がヘリコプタの有効荷重
の５〜８％の増加を許すことを示している。
更に、増大した空気力学的効率および優れた振
動レベルと共に、最良範囲の巡航速度における燃
料消費率の相当な利得が認められた。
これらの試験結果は、羽根の長さに沿つた翼型
の優れた応用、詳しくはねじれ展開および翼型の
最大相対厚さの優れた応用が、例えばヘリコプタ
等の航空機のあらゆる型式の回転翼についてこの
発明の適用を可能にしていることを示している。
【図面の簡単な説明】
第１図はこの発明に従つた羽根の概略斜視図、
第２図は第１図の矢印Ｆ方向から見て回転翼ハブ
への羽根の固着状態を示す概略図、第３図はこの
発明に従つた羽根の翼型の空気力学的設定を示す
図、第４図はこの発明に従つた羽根の概略平面
図、第５図はこの発明に従つた羽根の翼型の空気
力学的ねじれ角度の羽根長さにおける展開を参考
軸線OYに関して示す図、第６図はこの発明に従
つた羽根の翼型の最大相対厚さの羽根長さにおけ
る展開を参考軸線OZに関して示す図である。図
中、１：羽根、２：回転翼、３：固着装置、５：
上部部材、６：下部部材、７：先端翼型、８：根
元翼型、１０：前縁、１１：後縁、１２：回転翼
円板。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ 羽根の一端にて羽根前縁に対して直角に置か
    れた先端翼型、羽根の他端にて羽根をハブに固着
    する固着装置、および該先端翼型と羽根の該他端
    間に置かれた根元翼型から成り、該先端翼型およ
    び根元翼型はほぼ一定した翼弦の翼型によつて形
    成される揚力面を羽根の長さの主要部に沿つて形
    成し、各翼型は式R0＝1.7C・e2 nax（式中、Ｃは翼
    弦、enaxは翼型の最大相対厚さを夫々示す）によ
    つて表される最大曲率半径R0の前縁を有すると
    共に、前縁から翼弦長のほぼ20％に等しい距離の
    位置で下面に最小曲率の点を有し、該揚力面は、
    先端翼型から直線的に増大して根元翼型で最大と
    なる空気力学的なねじれを有し、該ねじれは次い
    で逆転して羽根の反対側の先端で零になり、揚力
    面の先端翼型の零揚力翼弦と、回転翼のハブの中
    心を通る参考面とによつて形成されるねじれ角度
    は正で且つ大きくても0.3゜までゞ、根元翼型と先
    端翼型とのねじれ角度との間の角度差は6゜〜8゜
    で、先端翼型と根元翼型間の距離が羽根の長さの
    少なくとも70％で、根元翼型の最大相対厚さが小
    さくても該根元翼型の翼弦長の９％、大きくても
    13％に等しく、その最大相対厚さが先端翼型に向
    かつて羽根の長さの少なくても52％に相当する距
    離に亙つて一定に保たれ、先端翼型の最大相対厚
    さが小さくても先端翼型の翼弦長の６％、大きく
    ても９％に等しく、羽根の長さの長くても30％に
    相当する距離に亙つて揚力面の翼型の最大相対厚
    さが、最小値となつている先端翼型から、一定で
    最大値となつている羽根断面に到るまで直線的に
    増大していることを特徴とするヘリコプタ回転翼
    用の高性能羽根。 ２ 羽根前縁に対して直角に置かれた先端翼型、
    および該先端翼型と羽根の他端との間に置かれた
    先端翼型から成り、ほゞ一定した翼弦を有する該
    先端翼型および根元翼型が羽根の長さの主要部に
    沿つて揚力面を形成し、各翼型は式R0＝1.7C・
    e2 nax（式中、Ｃは翼弦、enaxは翼型の最大相対厚
    さを夫々示す）によつて表される最大曲率半径
    R0の前縁を有すると共に、前縁から翼弦長の
    ほゞ20％に等しい距離の位置で下面に最小曲率の
    点を有し、揚力面は先端翼型から直線的に増大し
    て根元翼型で最大となる空気力学的ねじれを有
    し、該ねじれは次いで逆転して羽根の反対側の先
    端で零になり、揚力面の先端翼型の零揚力翼弦
    と、回転翼のハブの中心を通る参考面とによつて
    形成されるねじれ角度は先端翼型においてほゞ
    0.2゜に等しく、先端翼型は翼弦長の約７％に等し
    い最大相対厚さを有すると共に、根元翼型に関し
    て約7゜に等しいねじれ角度差を有し、先端翼型を
    根元翼型から隔てる距離が羽根の長さの80％に
    ほゞ等しく、根元翼型の最大相対厚さが翼弦長の
    12％にほゞ等しく、その相対厚さが羽根の長さの
    57％にほゞ相当する距離に亙つて一定に保たれ、
    次いで先端翼型に向かつて直線的に減少している
    ことを特徴とするヘリコプタ回転翼用の高性能羽
    根。
JP4254281A 1980-03-25 1981-03-25 Blade having high performance for helicopter rotor Granted JPS56149296A (en)

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US (1) US4392781A (ja)
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