JPH04358995A - 回転翼航空機の回転翼羽根 - Google Patents
回転翼航空機の回転翼羽根Info
- Publication number
- JPH04358995A JPH04358995A JP3131428A JP13142891A JPH04358995A JP H04358995 A JPH04358995 A JP H04358995A JP 3131428 A JP3131428 A JP 3131428A JP 13142891 A JP13142891 A JP 13142891A JP H04358995 A JPH04358995 A JP H04358995A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- airfoil
- wing
- chord length
- point
- blade
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
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)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は回転翼航空機の回転翼羽
根に係り、より詳細には回転翼羽根の断面形状に関する
。
根に係り、より詳細には回転翼羽根の断面形状に関する
。
【０００２】
【従来の技術】一般に所望の揚力や抵抗を得るために種
々の翼形が開発されている。図９に種々の翼形のキャン
バによる分類を示す。図中（ａ）は対称翼形、（ｂ）は
正キャンバ翼形、（ｃ）は逆キャンバ翼形、（ｄ）は前
縁キャンバ（前縁ドループ）翼形、（ｅ）は後縁キャン
バ（リアローディング）翼形を示している。従来の回転
翼航空機の回転翼羽根の多くはＮＡＣＡ（ＮＡＳＡ米航
空宇宙局の前身）で開発され、文献等で公表されている
翼形を採用している。このＮＡＣＡの翼形の代表的なも
のとして、対称翼形ＮＡＣＡ ００１２及びキャンバ
付翼形ＮＡＣＡ ２３０１２がある。しかしながら前
者は回転翼航空機の高速性能向上に必要な亜音速最大揚
力係数Ｃｌ ｍａｘ と零揚力抵抗発散マッハ数Ｍｄｄ
とが共に低い。一方、後者は最大揚力係数Ｃｌ ｍａｘ
は比較的高いものの零揚力抵抗発散マッハ数Ｍｄｄは
低く、回転翼航空機の大幅な性能向上は望めない。これ
に対して、特公昭６１−３３７６０号公報及び特公平１
−５６４０号公報によって提案されている翼形はより高
い性能をめざしたものであって、より大きい最大揚力係
数Ｃｌ ｍａｘ と零揚力抵抗発散マッハ数Ｍｄｄとを
有している。図１０は、縦軸に０．４マッハにおける最
大揚力係数Ｃｌ ｍａｘ 、横軸に零揚力抵抗発散マッ
ハ数Ｍｄｄを示した翼形の性能比較図である。図中に前
記翼形ＮＡＣＡ ００１２、翼形ＮＡＣＡ ２３０
１２、特公平１−５９９６０号公報に開示された翼形（
符号Ｔで示す）、特公昭６１−３３７６０号公報に開示
された翼形（ＳＣ１０９５−Ｒ８，ＳＣ１０９５）の性
能を表す点が示されている。前記特公昭６１−３３７６
０号公報に開示された翼形（符号Ｔで示す）と特公平１
−５６４０号公報に開示された翼形（ＳＣ１０９５−Ｒ
８，ＳＣ１０９５）は翼形ＮＡＣＡ ００１２と比較
して、０．４マッハにおける最大揚力係数Ｃｌ ｍａｘ
と零揚力抵抗発散マッハ数Ｍｄｄがいずれも高く、翼
形ＮＡＣＡ ２３０１２と比較して、零揚力抵抗発散
マッハ数Ｍｄｄが高い。図１１は特公平１−５９９６０
号公報に開示された翼形の断面形状であり、図中に示す
ように、この翼形は正キャンバ翼形の後縁部にはね上げ
を設けている。後縁付近にはね上げを付加することによ
り、この翼形は正キャンバ翼形に不可避な振動やピッチ
角変角機構の荷重の増大の原因となる頭下縦揺モーメン
トの低減を図っている。図１２は特公昭６１−３３７６
０号公報に開示された翼形（ＳＣ１０９５−Ｒ８，ＳＣ
１０９５）の断面形状を示している。図中（ａ）は翼形
ＳＣ１０９５を示し、（ｂ）は翼形ＳＣ１０９５−Ｒ８
を示している。これらの翼形は、図中に示すように、後
縁タブのはね上げを付加することにより前記頭下縦揺モ
ーメントの低減を図っている。さらに近来の回転翼航空
機の高性能化に伴い、より高い性能の翼形が特開昭５６
−９５７９９号公報によって提案されている。この特開
昭５６−９５７９９号公報によって開示された翼形ＶＲ
−１２，ＶＲ−１３，ＶＲ−１４，ＶＲ−１５の０．４
マッハにおける最大揚力係数Ｃｌ ｍａｘ と零揚力抵
抗発散マッハ数Ｍｄｄとを前記図１０に示す。図１０に
示すように、これらの翼形のＣｌ ｍａｘ とＭｄｄは
共に大きな値を有し、これらの翼形が高い性能を有して
いるということができる。
々の翼形が開発されている。図９に種々の翼形のキャン
バによる分類を示す。図中（ａ）は対称翼形、（ｂ）は
正キャンバ翼形、（ｃ）は逆キャンバ翼形、（ｄ）は前
縁キャンバ（前縁ドループ）翼形、（ｅ）は後縁キャン
バ（リアローディング）翼形を示している。従来の回転
翼航空機の回転翼羽根の多くはＮＡＣＡ（ＮＡＳＡ米航
空宇宙局の前身）で開発され、文献等で公表されている
翼形を採用している。このＮＡＣＡの翼形の代表的なも
のとして、対称翼形ＮＡＣＡ ００１２及びキャンバ
付翼形ＮＡＣＡ ２３０１２がある。しかしながら前
者は回転翼航空機の高速性能向上に必要な亜音速最大揚
力係数Ｃｌ ｍａｘ と零揚力抵抗発散マッハ数Ｍｄｄ
とが共に低い。一方、後者は最大揚力係数Ｃｌ ｍａｘ
は比較的高いものの零揚力抵抗発散マッハ数Ｍｄｄは
低く、回転翼航空機の大幅な性能向上は望めない。これ
に対して、特公昭６１−３３７６０号公報及び特公平１
−５６４０号公報によって提案されている翼形はより高
い性能をめざしたものであって、より大きい最大揚力係
数Ｃｌ ｍａｘ と零揚力抵抗発散マッハ数Ｍｄｄとを
有している。図１０は、縦軸に０．４マッハにおける最
大揚力係数Ｃｌ ｍａｘ 、横軸に零揚力抵抗発散マッ
ハ数Ｍｄｄを示した翼形の性能比較図である。図中に前
記翼形ＮＡＣＡ ００１２、翼形ＮＡＣＡ ２３０
１２、特公平１−５９９６０号公報に開示された翼形（
符号Ｔで示す）、特公昭６１−３３７６０号公報に開示
された翼形（ＳＣ１０９５−Ｒ８，ＳＣ１０９５）の性
能を表す点が示されている。前記特公昭６１−３３７６
０号公報に開示された翼形（符号Ｔで示す）と特公平１
−５６４０号公報に開示された翼形（ＳＣ１０９５−Ｒ
８，ＳＣ１０９５）は翼形ＮＡＣＡ ００１２と比較
して、０．４マッハにおける最大揚力係数Ｃｌ ｍａｘ
と零揚力抵抗発散マッハ数Ｍｄｄがいずれも高く、翼
形ＮＡＣＡ ２３０１２と比較して、零揚力抵抗発散
マッハ数Ｍｄｄが高い。図１１は特公平１−５９９６０
号公報に開示された翼形の断面形状であり、図中に示す
ように、この翼形は正キャンバ翼形の後縁部にはね上げ
を設けている。後縁付近にはね上げを付加することによ
り、この翼形は正キャンバ翼形に不可避な振動やピッチ
角変角機構の荷重の増大の原因となる頭下縦揺モーメン
トの低減を図っている。図１２は特公昭６１−３３７６
０号公報に開示された翼形（ＳＣ１０９５−Ｒ８，ＳＣ
１０９５）の断面形状を示している。図中（ａ）は翼形
ＳＣ１０９５を示し、（ｂ）は翼形ＳＣ１０９５−Ｒ８
を示している。これらの翼形は、図中に示すように、後
縁タブのはね上げを付加することにより前記頭下縦揺モ
ーメントの低減を図っている。さらに近来の回転翼航空
機の高性能化に伴い、より高い性能の翼形が特開昭５６
−９５７９９号公報によって提案されている。この特開
昭５６−９５７９９号公報によって開示された翼形ＶＲ
−１２，ＶＲ−１３，ＶＲ−１４，ＶＲ−１５の０．４
マッハにおける最大揚力係数Ｃｌ ｍａｘ と零揚力抵
抗発散マッハ数Ｍｄｄとを前記図１０に示す。図１０に
示すように、これらの翼形のＣｌ ｍａｘ とＭｄｄは
共に大きな値を有し、これらの翼形が高い性能を有して
いるということができる。
【０００３】図１３は、特開昭５６−９５７９９号公報
によって開示された翼形群の断面形状を示している。図
中（ａ）は翼形ＶＲ−１２、（ｂ）は翼形ＶＲ−１３、
（ｃ）は翼形ＶＲ−１４、（ｄ）は翼形ＶＲ−１５の断
面形状をそれぞれ示している。図１３に示すように、こ
れらの翼形は前記他の翼形と同様に、後縁付近にはね上
げを付加して正キャンバによる頭下縦揺モーメント低減
を図っている。
によって開示された翼形群の断面形状を示している。図
中（ａ）は翼形ＶＲ−１２、（ｂ）は翼形ＶＲ−１３、
（ｃ）は翼形ＶＲ−１４、（ｄ）は翼形ＶＲ−１５の断
面形状をそれぞれ示している。図１３に示すように、こ
れらの翼形は前記他の翼形と同様に、後縁付近にはね上
げを付加して正キャンバによる頭下縦揺モーメント低減
を図っている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】一般に対称翼形は縦揺
モーメントが実質的に０であり、また零揚力抵抗発散マ
ッハ数の上でも有利だが、最大揚力係数が低いという欠
点がある。これに対し、上記した従来の正キャンバ翼形
の多くは、翼の前縁から後縁に至る翼のほぼ全域に正キ
ャンバを付加することによって最大揚力係数の増加をは
かっている。しかし、これらの正キャンバ翼形は過大な
頭下縦揺モーメントを緩和するために、翼の後縁にはね
上げを設けるている。前記翼の後縁のはね上げは、一層
の頭下縦揺モーメント低減をはかるべくさらにはね上げ
の角度を大きくすると、はね上げ部の下面気流剥離等、
翼の性能の悪化につながる。そのため、縦揺モーメント
の許容値が小さい場合に、キャンバを小さくするなど翼
の形状の大幅な設計変更が必要になる。そこで本発明の
目的は、大きな揚力係数を有し、かつ、縦揺モーメント
が小さく、さらに種々の揚力係数および縦揺モーメント
の設計条件に容易に対応することができる回転翼航空機
の回転翼羽根を提供することにある。
モーメントが実質的に０であり、また零揚力抵抗発散マ
ッハ数の上でも有利だが、最大揚力係数が低いという欠
点がある。これに対し、上記した従来の正キャンバ翼形
の多くは、翼の前縁から後縁に至る翼のほぼ全域に正キ
ャンバを付加することによって最大揚力係数の増加をは
かっている。しかし、これらの正キャンバ翼形は過大な
頭下縦揺モーメントを緩和するために、翼の後縁にはね
上げを設けるている。前記翼の後縁のはね上げは、一層
の頭下縦揺モーメント低減をはかるべくさらにはね上げ
の角度を大きくすると、はね上げ部の下面気流剥離等、
翼の性能の悪化につながる。そのため、縦揺モーメント
の許容値が小さい場合に、キャンバを小さくするなど翼
の形状の大幅な設計変更が必要になる。そこで本発明の
目的は、大きな揚力係数を有し、かつ、縦揺モーメント
が小さく、さらに種々の揚力係数および縦揺モーメント
の設計条件に容易に対応することができる回転翼航空機
の回転翼羽根を提供することにある。
【０００５】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に本発明の回転翼航空機の回転翼羽根は、回転翼航空機
の回転翼羽根の断面形状において、翼の前縁より約３０
％弦長の点までを正キャンバを有する非対称領域の形状
とし、それ以降から約９０％弦長の点までを実質的に上
下面対称な形状有する領域としていることを特徴とした
ものである。
に本発明の回転翼航空機の回転翼羽根は、回転翼航空機
の回転翼羽根の断面形状において、翼の前縁より約３０
％弦長の点までを正キャンバを有する非対称領域の形状
とし、それ以降から約９０％弦長の点までを実質的に上
下面対称な形状有する領域としていることを特徴とした
ものである。
【０００６】
【作用】本発明の回転翼航空機の回転翼羽根は、翼の前
縁より約３０％弦長の点までを正キャンバを有する非対
称領域の形状とし、それ以降から約９０％弦長の点まで
を実質的に上下面対称な形状有する領域としているので
、正キャンバを有する前縁より約３０％弦長の点までの
前記非対称領域が前縁上面の負圧ピークを緩和し、有効
に揚力を発生させる。一方、翼の中央部から後縁近傍ま
での実質的に上下面対称な領域は正キャンバ翼形に比べ
発生する揚力が小さいので、この部分の揚力によって作
用する頭下縦揺モーメントも小さい。このことにより、
本発明によれば、最大揚力係数と抵抗発散マッハ数とを
高い値に維持しつつ、縦揺モーメントが小さい翼形を得
ることができる。
縁より約３０％弦長の点までを正キャンバを有する非対
称領域の形状とし、それ以降から約９０％弦長の点まで
を実質的に上下面対称な形状有する領域としているので
、正キャンバを有する前縁より約３０％弦長の点までの
前記非対称領域が前縁上面の負圧ピークを緩和し、有効
に揚力を発生させる。一方、翼の中央部から後縁近傍ま
での実質的に上下面対称な領域は正キャンバ翼形に比べ
発生する揚力が小さいので、この部分の揚力によって作
用する頭下縦揺モーメントも小さい。このことにより、
本発明によれば、最大揚力係数と抵抗発散マッハ数とを
高い値に維持しつつ、縦揺モーメントが小さい翼形を得
ることができる。
【０００７】
【実施例】以下本発明の実施例について添付の図面を参
照して説明する。本発明の要部は回転翼航空機の回転翼
羽根の断面形状にあるが、回転翼羽根の断面形状の説明
に先立って、まず回転翼航空機の回転翼羽根の翼形に要
求される性能の一般について説明する。
照して説明する。本発明の要部は回転翼航空機の回転翼
羽根の断面形状にあるが、回転翼羽根の断面形状の説明
に先立って、まず回転翼航空機の回転翼羽根の翼形に要
求される性能の一般について説明する。
【０００８】図７は飛行中の回転翼航空機の回転翼羽根
の先端部及び中央部に実際に作用する気流の迎角とマッ
ハ数との関係を示している。図中矢印Ｐは回転翼航空機
の進行方向を示しており、矢印Ｒは回転翼羽根の回転方
向を示している。曲線Ａは回転翼羽根の先端部のａ，ａ
´の大気に対する迎角とマッハ数との関係を経時的に示
している。曲線Ｂは回転翼羽根の中央部ｂ，ｂ´のの大
気に対する迎角とマッハ数との関係を経時的に示してい
る。回転翼羽根が方向Ｒに回転することと、回転翼の回
転面が回転翼航空機の飛行方向に傾斜していることによ
り、翼が回転翼航空機の飛行方向Ｐに向って移動してい
るときは、対気速度は大きく、迎角が小さい。逆に翼が
回転翼航空機の飛行方向Ｐと反対の方向に向って移動し
ているときは、対気速度は小さく、迎角が大きい。すな
わち、同一の翼形が曲線Ａ，Ｂに沿って変化する気流条
件の下で作用しなければならない。すなわち、対気速度
が大きく、迎角が小さいときは、翼は高い抵抗発散マッ
ハ数を有することが必要であり、逆に対気速度が小さく
、迎角が大きい時は高い揚力係数を有することが必要で
ある。また、図中に示すように、回転翼羽根の先端部ａ
，ａ´は羽根の中央部ｂ，ｂ´と比較して、迎角が小さ
く、対気速度が大きい。回転翼航空機の回転翼羽根は上
記の種々の気流条件に対して大きい揚力と低い抵抗発散
マッハ数とを有しているのが好ましい。
の先端部及び中央部に実際に作用する気流の迎角とマッ
ハ数との関係を示している。図中矢印Ｐは回転翼航空機
の進行方向を示しており、矢印Ｒは回転翼羽根の回転方
向を示している。曲線Ａは回転翼羽根の先端部のａ，ａ
´の大気に対する迎角とマッハ数との関係を経時的に示
している。曲線Ｂは回転翼羽根の中央部ｂ，ｂ´のの大
気に対する迎角とマッハ数との関係を経時的に示してい
る。回転翼羽根が方向Ｒに回転することと、回転翼の回
転面が回転翼航空機の飛行方向に傾斜していることによ
り、翼が回転翼航空機の飛行方向Ｐに向って移動してい
るときは、対気速度は大きく、迎角が小さい。逆に翼が
回転翼航空機の飛行方向Ｐと反対の方向に向って移動し
ているときは、対気速度は小さく、迎角が大きい。すな
わち、同一の翼形が曲線Ａ，Ｂに沿って変化する気流条
件の下で作用しなければならない。すなわち、対気速度
が大きく、迎角が小さいときは、翼は高い抵抗発散マッ
ハ数を有することが必要であり、逆に対気速度が小さく
、迎角が大きい時は高い揚力係数を有することが必要で
ある。また、図中に示すように、回転翼羽根の先端部ａ
，ａ´は羽根の中央部ｂ，ｂ´と比較して、迎角が小さ
く、対気速度が大きい。回転翼航空機の回転翼羽根は上
記の種々の気流条件に対して大きい揚力と低い抵抗発散
マッハ数とを有しているのが好ましい。
【０００９】上記抵抗発散マッハ数とは、図８に示すよ
うに、翼に対する気流の速度が所定のマッハ数を越えた
時点で翼の抵抗係数が急激に上昇する場合の前記所定マ
ッハ数をいう。厳密には図８に示す点Ｃのように、抵抗
係数Ｃｄとマッハ数Ｍとの関係を表す曲線の傾き（ｄＣ
ｄ／ｄＭ）が０．１となる点のマッハ数をいう。
うに、翼に対する気流の速度が所定のマッハ数を越えた
時点で翼の抵抗係数が急激に上昇する場合の前記所定マ
ッハ数をいう。厳密には図８に示す点Ｃのように、抵抗
係数Ｃｄとマッハ数Ｍとの関係を表す曲線の傾き（ｄＣ
ｄ／ｄＭ）が０．１となる点のマッハ数をいう。
【００１０】以下に本発明の翼形の実施例を図面を参照
して説明する。図１は本発明の第一の実施例の翼形Ｕ８
９６Ｈ−１０の断面形状を示している。この翼形Ｕ８９
６Ｈ−１０は、図中に示すように、翼の先端から３０％
弦長の点までの翼断面形状は正キャンバを有する非対称
領域Ｉであり、３０％弦長から９０％弦長以降の点まで
は翼形の中心線がほぼ直線状になり、実質的な対称領域
ＩＩを形成している。上記翼形Ｕ８９６Ｈ−１０の翼前
縁より１００％弦長の点までの翼断面形状は、基礎翼厚
を１０％弦長として（翼弦長Ｃに対する翼の上面と下面
の翼弦Ｍからの垂直距離ＹＵ，ＹＬを百分率として）、
下記の表１によって規定されている。ここで、図１に示
すように、ＸＵ、ＸＬは翼の前縁から距離、Ｃは翼弦長
、ＹＵは翼の上面の翼弦Ｍからの垂直距離、ＹＬは翼の
下面の翼弦Ｍからの垂直距離である。
表 １
上面
下面
ＸＵ／Ｃ（％） ＹＵ／Ｃ（％）
ＸＬ／Ｃ（％） ＹＬ／Ｃ（％）
０．０００ ０．０００
０．０００ ０．０００ ０．
１５０ ０．９８０ ０
．１５０ −０．３７５ ０．５００
１．６７２ ０．５０
０ −０．６４２ １．２５０
２．５７３ １．２５０
−０．９２９ ２．５００
３．５０６ ２．５００ −
１．２２０ ５．０００ ４．７
２０ ５．０００ −１．５
９０ ７．５００ ５．４８５
７．５００ −１．８５０
１０．０００ ６．００５
１０．０００ −２．０４０ １５
．０００ ６．５６５ １５
．０００ −２．３１０ ２０．０００
６．７７２ ２０．０００
−２．５６０ ３０．０００
６．８３９ ３０．０００ −３
．０６３ ４０．０００ ６．６０４
４０．０００ −３．３６１
５０．０００ ６．１０３
５０．０００ −３．３９３ ６０
．０００ ５．２９９ ６０
．０００ −３．１２３ ７０．０００
４．１９４ ７０．０００
−２．５５６ ８０．０００
２．８４３ ８０．０００ −１
．７４９ ９０．０００ １．４２２
９０．０００ −０．８７５
１００．０００ ０．０００
１００．０００ ０．０００
して説明する。図１は本発明の第一の実施例の翼形Ｕ８
９６Ｈ−１０の断面形状を示している。この翼形Ｕ８９
６Ｈ−１０は、図中に示すように、翼の先端から３０％
弦長の点までの翼断面形状は正キャンバを有する非対称
領域Ｉであり、３０％弦長から９０％弦長以降の点まで
は翼形の中心線がほぼ直線状になり、実質的な対称領域
ＩＩを形成している。上記翼形Ｕ８９６Ｈ−１０の翼前
縁より１００％弦長の点までの翼断面形状は、基礎翼厚
を１０％弦長として（翼弦長Ｃに対する翼の上面と下面
の翼弦Ｍからの垂直距離ＹＵ，ＹＬを百分率として）、
下記の表１によって規定されている。ここで、図１に示
すように、ＸＵ、ＸＬは翼の前縁から距離、Ｃは翼弦長
、ＹＵは翼の上面の翼弦Ｍからの垂直距離、ＹＬは翼の
下面の翼弦Ｍからの垂直距離である。
表 １
上面
下面
ＸＵ／Ｃ（％） ＹＵ／Ｃ（％）
ＸＬ／Ｃ（％） ＹＬ／Ｃ（％）
０．０００ ０．０００
０．０００ ０．０００ ０．
１５０ ０．９８０ ０
．１５０ −０．３７５ ０．５００
１．６７２ ０．５０
０ −０．６４２ １．２５０
２．５７３ １．２５０
−０．９２９ ２．５００
３．５０６ ２．５００ −
１．２２０ ５．０００ ４．７
２０ ５．０００ −１．５
９０ ７．５００ ５．４８５
７．５００ −１．８５０
１０．０００ ６．００５
１０．０００ −２．０４０ １５
．０００ ６．５６５ １５
．０００ −２．３１０ ２０．０００
６．７７２ ２０．０００
−２．５６０ ３０．０００
６．８３９ ３０．０００ −３
．０６３ ４０．０００ ６．６０４
４０．０００ −３．３６１
５０．０００ ６．１０３
５０．０００ −３．３９３ ６０
．０００ ５．２９９ ６０
．０００ −３．１２３ ７０．０００
４．１９４ ７０．０００
−２．５５６ ８０．０００
２．８４３ ８０．０００ −１
．７４９ ９０．０００ １．４２２
９０．０００ −０．８７５
１００．０００ ０．０００
１００．０００ ０．０００
【００１１】図
２は本発明の第二の実施例の翼形Ｕ８９６Ｈ−１０ＵＲ
の断面形状を示している。翼形Ｕ８９６Ｈ−１０ＵＲは
、翼の前縁から９５％弦長の点に至るまでは上記翼形Ｕ
８９６Ｈ−１０と同一形状を有している。しかし翼形Ｕ
８９６Ｈ−１０ＵＲは、翼の後縁が０．３２１％（対翼
弦長Ｃ）はね上げられている。このはね上げによって、
翼形Ｕ８９６Ｈ−１０ＵＲの縦揺モーメント（於０．６
マッハ、零揚力）を実質的に０にしている。上記翼形Ｕ
８９６Ｈ−１０の翼断面形状は、基礎翼厚を１０％弦長
として下記の表２によって規定されている。
表 ２
上面
下面
ＸＵ／Ｃ（％） ＹＵ／Ｃ（％）
ＸＬ／Ｃ（％） ＹＬ／Ｃ（％）
０．０００ ０．０００
０．０００ ０．０００ ０．
１５０ ０．９８０ ０
．１５０ −０．３７５ ０．５００
１．６７２ ０．５０
０ −０．６４２ １．２５０
２．５７３ １．２５０
−０．９２９ ２．５００
３．５０６ ２．５００ −
１．２２０ ５．０００ ４．７
２０ ５．０００ −１．５
９０ ７．５００ ５．４８５
７．５００ −１．８５０
１０．０００ ６．００５
１０．０００ −２．０４０ １５
．０００ ６．５６５ １５
．０００ −２．３１０ ２０．０００
６．７７２ ２０．０００
−２．５６０ ３０．０００
６．８３９ ３０．０００ −３
．０６３ ４０．０００ ６．６０４
４０．０００ −３．３６１
５０．０００ ６．１０３
５０．０００ −３．３９３ ６０
．０００ ５．２９９ ６０
．０００ −３．１２３ ７０．０００
４．１９４ ７０．０００
−２．５５６ ８０．０００
２．８４３ ８０．０００ −１
．７４９ ９０．０００ １．４２２
９０．０００ −０．８７５
９５．０００ ０．７１２
９５．０００ −０．４３９ １００．
０００ ０．３２１ １００．０
００ ０．３２１
２は本発明の第二の実施例の翼形Ｕ８９６Ｈ−１０ＵＲ
の断面形状を示している。翼形Ｕ８９６Ｈ−１０ＵＲは
、翼の前縁から９５％弦長の点に至るまでは上記翼形Ｕ
８９６Ｈ−１０と同一形状を有している。しかし翼形Ｕ
８９６Ｈ−１０ＵＲは、翼の後縁が０．３２１％（対翼
弦長Ｃ）はね上げられている。このはね上げによって、
翼形Ｕ８９６Ｈ−１０ＵＲの縦揺モーメント（於０．６
マッハ、零揚力）を実質的に０にしている。上記翼形Ｕ
８９６Ｈ−１０の翼断面形状は、基礎翼厚を１０％弦長
として下記の表２によって規定されている。
表 ２
上面
下面
ＸＵ／Ｃ（％） ＹＵ／Ｃ（％）
ＸＬ／Ｃ（％） ＹＬ／Ｃ（％）
０．０００ ０．０００
０．０００ ０．０００ ０．
１５０ ０．９８０ ０
．１５０ −０．３７５ ０．５００
１．６７２ ０．５０
０ −０．６４２ １．２５０
２．５７３ １．２５０
−０．９２９ ２．５００
３．５０６ ２．５００ −
１．２２０ ５．０００ ４．７
２０ ５．０００ −１．５
９０ ７．５００ ５．４８５
７．５００ −１．８５０
１０．０００ ６．００５
１０．０００ −２．０４０ １５
．０００ ６．５６５ １５
．０００ −２．３１０ ２０．０００
６．７７２ ２０．０００
−２．５６０ ３０．０００
６．８３９ ３０．０００ −３
．０６３ ４０．０００ ６．６０４
４０．０００ −３．３６１
５０．０００ ６．１０３
５０．０００ −３．３９３ ６０
．０００ ５．２９９ ６０
．０００ −３．１２３ ７０．０００
４．１９４ ７０．０００
−２．５５６ ８０．０００
２．８４３ ８０．０００ −１
．７４９ ９０．０００ １．４２２
９０．０００ −０．８７５
９５．０００ ０．７１２
９５．０００ −０．４３９ １００．
０００ ０．３２１ １００．０
００ ０．３２１
【００１２】図３は本発明
の第三の実施例の翼形Ｕ８９６Ｈ−０８の断面形状を示
している。この翼形Ｕ８９６Ｈ−０８は上記表１に示す
翼形Ｕ８９６Ｈ−１０のＹＵ、ＹＬに係数０．８を乗じ
た断面形状を有している。
の第三の実施例の翼形Ｕ８９６Ｈ−０８の断面形状を示
している。この翼形Ｕ８９６Ｈ−０８は上記表１に示す
翼形Ｕ８９６Ｈ−１０のＹＵ、ＹＬに係数０．８を乗じ
た断面形状を有している。
【００１３】図４と図５は本発明の第四および第五の実
施例、翼形Ｕ８９６Ｈ−０９と翼形Ｕ８９６Ｈ−１２は
上記表１に示す翼形Ｕ８９６Ｈ−１０のＹＵ、ＹＬにそ
れぞれ係数０．９と１．２とを乗じた断面形状を有して
いる。
施例、翼形Ｕ８９６Ｈ−０９と翼形Ｕ８９６Ｈ−１２は
上記表１に示す翼形Ｕ８９６Ｈ−１０のＹＵ、ＹＬにそ
れぞれ係数０．９と１．２とを乗じた断面形状を有して
いる。
【００１４】本発明の翼形Ｕ８９６Ｈ−１０，Ｕ８９６
Ｈ−１０ＵＲ，Ｕ８９６Ｈ−０８，Ｕ８９６Ｈ−０９，
Ｕ８９６Ｈ−１２によれば、翼前縁から３０％弦長の点
までの翼形断面が正キャンバを有しているので、翼の前
縁上面の負圧ピークが緩和され、最大揚力係数が有効に
増大される。また、前縁付近に正キャンバを有している
ので、翼の前縁に付近において揚力を発生する。一方、
３０％弦長の点から９０％弦長以降の点までの領域ＩＩ
は、実質的に上下面対称な形状を有しており、正キャン
バ翼形に比べこの領域の発生する揚力が小さいので、そ
の揚力によって作用するモーメントが小さく、高揚力の
翼形に不可避であった頭下縦揺モーメントの増大を防止
することができる。
Ｈ−１０ＵＲ，Ｕ８９６Ｈ−０８，Ｕ８９６Ｈ−０９，
Ｕ８９６Ｈ−１２によれば、翼前縁から３０％弦長の点
までの翼形断面が正キャンバを有しているので、翼の前
縁上面の負圧ピークが緩和され、最大揚力係数が有効に
増大される。また、前縁付近に正キャンバを有している
ので、翼の前縁に付近において揚力を発生する。一方、
３０％弦長の点から９０％弦長以降の点までの領域ＩＩ
は、実質的に上下面対称な形状を有しており、正キャン
バ翼形に比べこの領域の発生する揚力が小さいので、そ
の揚力によって作用するモーメントが小さく、高揚力の
翼形に不可避であった頭下縦揺モーメントの増大を防止
することができる。
【００１５】本発明の翼形Ｕ８９６Ｈ−１０，Ｕ８９６
Ｈ−１０ＵＲ，Ｕ８９６Ｈ−０８，Ｕ８９６Ｈ−０９，
Ｕ８９６Ｈ−１２は、図６に示すように、縦軸に０．４
マッハにおける最大揚力係数（Ｃｌ ｍａｘ ）をとり
、横軸に零揚力における抵抗発散マッハ数（Ｍｄｄ）を
とった翼形性能比較図において、点（Ｍｄｄ＝０．８０
，Ｃｌ ｍａｘ ＝１．５）と点（Ｍｄｄ＝０．９０，
Ｃｌ ｍａｘ ＝０．８）とを結ぶ直線より上方にあり
、点（Ｍｄｄ＝０．８０，Ｃｌ ｍａｘ ＝１．７）と
点（Ｍｄｄ＝０．９０，Ｃｌ ｍａｘ ＝１．０）とを
結ぶ直線より下方にそれぞれ位置することが確認された
。図６には、前記従来の翼形であるＮＡＣＡ ２３０
１２，ＳＣ１０９５−Ｒ８，ＶＲ−１２等を併記した。 これらの従来の翼形に比較して、本発明による翼形Ｕ８
９６Ｈ−１０等は最大揚力係数Ｃｌ ｍａｘ と抵抗発
散マッハ数Ｍｄｄが共に同等若しくは高い値を示すこと
が明らかである。
Ｈ−１０ＵＲ，Ｕ８９６Ｈ−０８，Ｕ８９６Ｈ−０９，
Ｕ８９６Ｈ−１２は、図６に示すように、縦軸に０．４
マッハにおける最大揚力係数（Ｃｌ ｍａｘ ）をとり
、横軸に零揚力における抵抗発散マッハ数（Ｍｄｄ）を
とった翼形性能比較図において、点（Ｍｄｄ＝０．８０
，Ｃｌ ｍａｘ ＝１．５）と点（Ｍｄｄ＝０．９０，
Ｃｌ ｍａｘ ＝０．８）とを結ぶ直線より上方にあり
、点（Ｍｄｄ＝０．８０，Ｃｌ ｍａｘ ＝１．７）と
点（Ｍｄｄ＝０．９０，Ｃｌ ｍａｘ ＝１．０）とを
結ぶ直線より下方にそれぞれ位置することが確認された
。図６には、前記従来の翼形であるＮＡＣＡ ２３０
１２，ＳＣ１０９５−Ｒ８，ＶＲ−１２等を併記した。 これらの従来の翼形に比較して、本発明による翼形Ｕ８
９６Ｈ−１０等は最大揚力係数Ｃｌ ｍａｘ と抵抗発
散マッハ数Ｍｄｄが共に同等若しくは高い値を示すこと
が明らかである。
【００１６】本発明の翼形Ｕ８９６Ｈ−１０，Ｕ８９６
Ｈ−０８，Ｕ８９６Ｈ−０９，Ｕ８９６Ｈ−１２はそれ
ぞれ、例えば翼形Ｕ８９６−１０ＵＲのように、後縁付
近に微小なはね上げを付加することによって（Ｕ８９６
Ｈ−１０では約０．３％弦長）、実質的に縦揺モーメン
トが０の翼形、さらに頭上モーメントを発生する翼形を
も容易に得ることができる。逆に、ある程度の頭下モー
メントを許容するとすれば、翼の後縁付近を若干下げる
ことにより一層の大きい最大揚力係数を有する翼形を得
ることができる。上記翼形Ｕ８９６Ｈ−８，Ｕ８９６Ｈ
−０９，Ｕ８９６Ｈ−１２は、翼形Ｕ８９６Ｈ−１０の
翼面のＹ座標にそれぞれ係数０．８，０．９，１．２を
乗ずることにより得られるが、前記係数は上記の３つの
値に限られることなく、０．５ないし１．５の任意な値
、さらに翼形Ｕ８９６Ｈ−１０ＵＲを用いても同様な性
能の翼を得ることができる。
Ｈ−０８，Ｕ８９６Ｈ−０９，Ｕ８９６Ｈ−１２はそれ
ぞれ、例えば翼形Ｕ８９６−１０ＵＲのように、後縁付
近に微小なはね上げを付加することによって（Ｕ８９６
Ｈ−１０では約０．３％弦長）、実質的に縦揺モーメン
トが０の翼形、さらに頭上モーメントを発生する翼形を
も容易に得ることができる。逆に、ある程度の頭下モー
メントを許容するとすれば、翼の後縁付近を若干下げる
ことにより一層の大きい最大揚力係数を有する翼形を得
ることができる。上記翼形Ｕ８９６Ｈ−８，Ｕ８９６Ｈ
−０９，Ｕ８９６Ｈ−１２は、翼形Ｕ８９６Ｈ−１０の
翼面のＹ座標にそれぞれ係数０．８，０．９，１．２を
乗ずることにより得られるが、前記係数は上記の３つの
値に限られることなく、０．５ないし１．５の任意な値
、さらに翼形Ｕ８９６Ｈ−１０ＵＲを用いても同様な性
能の翼を得ることができる。
【００１７】
【発明の効果】上記の説明から明らかなように、本発明
による翼形Ｕ８９６Ｈ−１０は後縁のはね上げや、後縁
タブのはね上げを設けることなく、縦揺モーメントを低
い値に維持しつつ、従来技術の欄において言及した高性
能翼形群ＶＲ−１２ないしＶＲ−１５と同等もしくはそ
れ以上の性能を実現することができる。また翼形Ｕ８９
６Ｈ−１０は後縁付近が上下面対称な形状を有している
ので、翼の後縁部に微小なはね上げを付加することによ
って縦揺モーメントを実質的に０にする、若しくは頭上
モーメントを発生する翼形をも容易に得ることができる
。一方、頭下モーメントを許容するとすれば、翼の後縁
部を若干下げることにより最大揚力係数の一層の増大も
可能である。このことから明らかなように、本発明の翼
形は僅かな形状の変更により、幅広い性能の要求に対応
することができ、翼形の後縁付近の微小な上げ、下げ及
びＹ座標に係数を乗じ翼厚を調整することにより実機の
回転翼羽根の各半径方向位置に最適な性能、特性を有す
る翼形群が得られる。
による翼形Ｕ８９６Ｈ−１０は後縁のはね上げや、後縁
タブのはね上げを設けることなく、縦揺モーメントを低
い値に維持しつつ、従来技術の欄において言及した高性
能翼形群ＶＲ−１２ないしＶＲ−１５と同等もしくはそ
れ以上の性能を実現することができる。また翼形Ｕ８９
６Ｈ−１０は後縁付近が上下面対称な形状を有している
ので、翼の後縁部に微小なはね上げを付加することによ
って縦揺モーメントを実質的に０にする、若しくは頭上
モーメントを発生する翼形をも容易に得ることができる
。一方、頭下モーメントを許容するとすれば、翼の後縁
部を若干下げることにより最大揚力係数の一層の増大も
可能である。このことから明らかなように、本発明の翼
形は僅かな形状の変更により、幅広い性能の要求に対応
することができ、翼形の後縁付近の微小な上げ、下げ及
びＹ座標に係数を乗じ翼厚を調整することにより実機の
回転翼羽根の各半径方向位置に最適な性能、特性を有す
る翼形群が得られる。
【図１】本発明の第一の実施例による翼形の断面形状を
示したグラフ。
示したグラフ。
【図２】本発明の第二の実施例による翼形の断面形状を
示したグラフ。
示したグラフ。
【図３】本発明の第三の実施例による翼形の断面形状を
示したグラフ。
示したグラフ。
【図４】本発明の第四の実施例による翼形の断面形状を
示したグラフ。
示したグラフ。
【図５】本発明の第五の実施例による翼形の断面形状を
示したグラフ。
示したグラフ。
【図６】本発明による翼形の性能を示した翼形性能比較
図。
図。
【図７】回転翼航空機の回転翼航空機の気流に対する迎
角とマッハ数との関係を示したグラフ。
角とマッハ数との関係を示したグラフ。
【図８】抵抗発散マッハ数を定義したグラフ。
【図９】キャンバの形状によって翼形を分類した翼形断
面図。
面図。
【図１０】従来の翼形の性能を示した翼形性能比較図。
【図１１】従来の翼形の断面形状を示したグラフ。
【図１２】従来の他の翼形の断面形状を示したグラフ。
【図１３】従来のさらに他の翼形の断面形状を示したグ
ラフ。
ラフ。
Ｉ 非対称領域
ＩＩ 対称領域
Ｃ 翼弦長
Ｍ 翼弦
ＸＵ 翼の前縁からの距離
ＸＬ 翼の前縁からの距離
Claims (1)
- 【請求項１】回転翼航空機の回転翼羽根の断面形状にお
いて、翼の前縁より約３０％弦長の点までを正キャンバ
を有する非対称領域の形状とし、それ以降から約９０％
弦長の点までを実質的に上下面対称な形状有する領域と
し、翼の前縁より９０％弦長の点までの翼の形状が、基
礎翼厚を１０％弦長として、下記の座標系の表に規定さ
れていることを特徴とした回転翼航空機の回転翼羽根。 上面
下面
ＸＵ／Ｃ（％）
ＹＵ／Ｃ（％） ＸＬ／Ｃ（％） ＹＬ／
Ｃ（％） ０．０００ ０．０００
０．０００ ０．０００
０．１５０ ０．９８０
０．１５０ −０．３７５ ０
．５００ １．６７２
０．５００ −０．６４２ １．２５０
２．５７３ １．２５０
−０．９２９ ２．５００
３．５０６ ２．５００ −
１．２２０ ５．０００ ４．７２０
５．０００ −１．５９０
７．５００ ５．４８５
７．５００ −１．８５０ １０．
０００ ６．００５ １０．
０００ −２．０４０ １５．０００
６．５６５ １５．０００
−２．３１０ ２０．０００ ６．７７２
２０．０００ −２．５６０
３０．０００ ６．８３９
３０．０００ −３．０６３ ４０．０００
６．６０４ ４０．０００
−３．３６１ ５０．０００ ６
．１０３ ５０．０００ −３．
３９３ ６０．０００ ５．２９９
６０．０００ −３．１２３ ７０
．０００ ４．１９４ ７０
．０００ −２．５５６ ８０．０００
２．８４３ ８０．０００
−１．７４９ ９０．０００ １．４２
２ ９０．０００ −０．８７５
Priority Applications (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3131428A JP2633413B2 (ja) | 1991-06-03 | 1991-06-03 | 回転翼航空機の回転翼羽根 |
| US07/889,800 US5344102A (en) | 1991-06-03 | 1992-05-29 | Rotary-wing blade of rotary-wing aircraft |
| EP92305015A EP0517467B1 (en) | 1991-06-03 | 1992-06-01 | Rotary-wing blade of rotary-wing aircraft |
| DE69202516T DE69202516T2 (de) | 1991-06-03 | 1992-06-01 | Rotorblatt eines Drehflügelflugzeuges. |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3131428A JP2633413B2 (ja) | 1991-06-03 | 1991-06-03 | 回転翼航空機の回転翼羽根 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04358995A true JPH04358995A (ja) | 1992-12-11 |
| JP2633413B2 JP2633413B2 (ja) | 1997-07-23 |
Family
ID=15057734
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3131428A Expired - Fee Related JP2633413B2 (ja) | 1991-06-03 | 1991-06-03 | 回転翼航空機の回転翼羽根 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5344102A (ja) |
| EP (1) | EP0517467B1 (ja) |
| JP (1) | JP2633413B2 (ja) |
| DE (1) | DE69202516T2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1997032780A1 (en) * | 1996-03-08 | 1997-09-12 | Advanced Technology Institute Of Commuter-Helicopter, Ltd. | Shape of a helicopter blade |
| US6164918A (en) * | 1997-10-23 | 2000-12-26 | Advanced Technology Institute Of Commuter-Helicopter, Ltd. | Helicopter blade aerofoil |
| JP2020001464A (ja) * | 2018-06-25 | 2020-01-09 | 株式会社エアロネクスト | プロペラ、モータ部品及びこれを備えた飛行体 |
Families Citing this family (28)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP3040611B2 (ja) * | 1992-09-17 | 2000-05-15 | 三菱重工業株式会社 | 低騒音ヘリコプタ |
| JP3544711B2 (ja) * | 1994-08-02 | 2004-07-21 | 富士重工業株式会社 | 回転翼航空機の回転翼羽根 |
| JP2955532B2 (ja) * | 1997-02-14 | 1999-10-04 | 株式会社コミュータヘリコプタ先進技術研究所 | ヘリコプタブレード用翼型 |
| FR2765187B1 (fr) * | 1997-06-25 | 1999-08-27 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Profil de pale pour voilure tournante d'aeronef et pale pour voilure tournante presentant un tel profil |
| US6378802B1 (en) * | 1998-05-04 | 2002-04-30 | Manuel Munoz Saiz | Enhance aerodynamic profile |
| GB9828447D0 (en) * | 1998-12-24 | 1999-02-17 | Secr Defence Brit | Wing trailing edge |
| US6607164B2 (en) * | 2001-10-22 | 2003-08-19 | Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. | Wing airfoil |
| JP4237980B2 (ja) | 2002-06-12 | 2009-03-11 | 本田技研工業株式会社 | 飛行機の主翼用層流翼型 |
| JP4237981B2 (ja) * | 2002-06-12 | 2009-03-11 | 本田技研工業株式会社 | 飛行機の主翼構造体 |
| US20040206852A1 (en) * | 2003-04-16 | 2004-10-21 | Saiz Manuel Munoz | Aerodynamic profile |
| US7854593B2 (en) * | 2006-02-16 | 2010-12-21 | Sikorsky Aircraft Corporation | Airfoil for a helicopter rotor blade |
| US8016566B2 (en) * | 2006-08-03 | 2011-09-13 | Bell Helicopter Textron Inc. | High performance low noise rotorcraft blade aerodynamic design |
| CN100390409C (zh) * | 2006-09-01 | 2008-05-28 | 清华大学 | 一种用于垂直轴流体发电装置的叶片断面翼型 |
| US8776527B1 (en) * | 2008-06-17 | 2014-07-15 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Techniques to reduce infrared detection of a gas turbine engine |
| US8317128B2 (en) * | 2009-10-26 | 2012-11-27 | Aerion Corporation | Laminar flow wing optimized for transonic cruise aircraft |
| US9284050B2 (en) | 2011-12-09 | 2016-03-15 | Sikorsky Aircraft Corporation | Airfoil for rotor blade with reduced pitching moment |
| RU2581642C2 (ru) * | 2014-07-10 | 2016-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Аэродинамический профиль крыла |
| EP3112258B1 (en) * | 2015-07-03 | 2017-09-13 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Airfoils for rotor blades of rotary wing aircrafts |
| US9868525B2 (en) * | 2015-09-25 | 2018-01-16 | The Boeing Company | Low speed airfoil design for aerodynamic improved performance of UAVs |
| FR3045565B1 (fr) * | 2015-12-21 | 2018-07-27 | Airbus Helicopters | Pale de rotor d'aeronef a geometrie adaptee pour l'ameloration acoustique lors d'un vol d'approche et l'amelioration des performances en vol d'avancement |
| FR3077803B1 (fr) * | 2018-02-15 | 2020-07-31 | Airbus Helicopters | Methode d'amelioration d'une pale afin d'augmenter son incidence negative de decrochage |
| CN109204777B (zh) * | 2018-10-31 | 2023-12-15 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种直升机翼型 |
| CN110386243B (zh) * | 2019-07-22 | 2024-04-16 | 北京耐威科技股份有限公司 | 一种高升阻比的低速无人机翼型 |
| CN114375276B (zh) * | 2019-10-09 | 2024-12-24 | 小鹰公司 | 具有前掠翼的短距起降载具 |
| FR3115012B1 (fr) * | 2020-10-13 | 2022-08-26 | Airbus Helicopters | Méthode d’amélioration du comportement aérodynamique de pales d’un giravion en vol stationnaire par un déplacement du bord d’attaque des profils aérodynamiques de ces pales |
| CN112977815B (zh) * | 2021-05-10 | 2021-08-27 | 北京三快在线科技有限公司 | 旋翼飞行器、旋翼飞行器的桨叶及其翼型 |
| RU2762464C1 (ru) * | 2021-05-14 | 2021-12-21 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата |
| CN117072478A (zh) * | 2022-05-10 | 2023-11-17 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 叶片及其构建方法、压气机、航空发动机和飞行器 |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61181799A (ja) * | 1979-08-10 | 1986-08-14 | ソシエテ・ナシヨナル・アンダストリエル・アエロスパテイアル | 回転翼用翼形の製作方法 |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3728045A (en) * | 1971-09-22 | 1973-04-17 | United Aircraft Corp | Helicopter blade |
| CA1141738A (fr) * | 1979-08-10 | 1983-02-22 | Jacques Gallot | Profil de pale voilure tournante d'aeronef |
| US4314795A (en) * | 1979-09-28 | 1982-02-09 | The Boeing Company | Advanced airfoils for helicopter rotor application |
| FR2490586A1 (fr) * | 1980-09-24 | 1982-03-26 | Aerospatiale | Profil de pale pour voilure tournante d'aeronef |
| FR2536365A1 (fr) * | 1982-11-18 | 1984-05-25 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Pale pour propulseur d'aeronef |
| CH663365A5 (de) * | 1984-05-11 | 1987-12-15 | Stopinc Ag | Verschlussplattenpaar fuer einen schiebeverschluss am ausguss von schmelze, insbesondere metallische schmelze, enthaltenden behaeltern. |
| US4776531A (en) * | 1986-09-05 | 1988-10-11 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | High lift, low pitching moment airfoils |
| JPS6456960A (en) * | 1987-08-27 | 1989-03-03 | Daihatsu Motor Co Ltd | Control of fuel pump |
-
1991
- 1991-06-03 JP JP3131428A patent/JP2633413B2/ja not_active Expired - Fee Related
-
1992
- 1992-05-29 US US07/889,800 patent/US5344102A/en not_active Expired - Lifetime
- 1992-06-01 DE DE69202516T patent/DE69202516T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1992-06-01 EP EP92305015A patent/EP0517467B1/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61181799A (ja) * | 1979-08-10 | 1986-08-14 | ソシエテ・ナシヨナル・アンダストリエル・アエロスパテイアル | 回転翼用翼形の製作方法 |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1997032780A1 (en) * | 1996-03-08 | 1997-09-12 | Advanced Technology Institute Of Commuter-Helicopter, Ltd. | Shape of a helicopter blade |
| US5957662A (en) * | 1996-03-08 | 1999-09-28 | Advanced Technology Institute Of Commuter-Helicopter, Ltd. | helicopter blade aerofoil |
| US6164918A (en) * | 1997-10-23 | 2000-12-26 | Advanced Technology Institute Of Commuter-Helicopter, Ltd. | Helicopter blade aerofoil |
| JP2020001464A (ja) * | 2018-06-25 | 2020-01-09 | 株式会社エアロネクスト | プロペラ、モータ部品及びこれを備えた飛行体 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0517467A1 (en) | 1992-12-09 |
| JP2633413B2 (ja) | 1997-07-23 |
| DE69202516T2 (de) | 1996-02-08 |
| US5344102A (en) | 1994-09-06 |
| EP0517467B1 (en) | 1995-05-17 |
| DE69202516D1 (de) | 1995-06-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPH04358995A (ja) | 回転翼航空機の回転翼羽根 | |
| EP1984244B1 (en) | An airfoil for a helicoptor rotor blade | |
| JP6196795B2 (ja) | 性能向上型ウイングレットシステムおよびその方法 | |
| US20090302167A1 (en) | Apparatus and method for use on aircraft with spanwise flow inhibitors | |
| JPS6133760B2 (ja) | ||
| JP3051398B1 (ja) | ヘリコプタブレ―ド用翼型およびヘリコプタブレ―ド | |
| US4744728A (en) | Helicopter blade airfoil | |
| JP3544711B2 (ja) | 回転翼航空機の回転翼羽根 | |
| US20160122011A1 (en) | Airfoil for rotor blade with reduced pitching moment | |
| EP1371551B1 (en) | Wing structure and profile | |
| EP1371550B1 (en) | Trailing edge shape of laminar-flow airfoil | |
| JP3472799B2 (ja) | ブレード用翼型 | |
| JPH049718B2 (ja) | ||
| JP4486249B2 (ja) | ブレード用高性能翼型 | |
| CN102428000A (zh) | 提高航空器垂直尾翼的空气动力学效率的方法 | |
| CN116443244B (zh) | 一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型 | |
| CN116443245B (zh) | 一种基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型 | |
| US20020005458A1 (en) | Airfoil suitable for forward and reverse flow | |
| JPS6317680B2 (ja) | ||
| CN116654246A (zh) | 一种用于直升机桨叶中部的亚音速高升力低阻层流翼型 | |
| JP3722961B2 (ja) | 回転翼航空機の回転翼羽根 | |
| EP4556364A1 (en) | Aircraft tail surface | |
| USRE33589E (en) | Helicopter blade airfoil | |
| WO1999067130A1 (en) | Horizontal stabilizer for rotorcraft | |
| CN117864378A (zh) | 集成有分布式涵道风扇的机翼 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090425 Year of fee payment: 12 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090425 Year of fee payment: 12 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100425 Year of fee payment: 13 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110425 Year of fee payment: 14 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |