JPS62299466A

JPS62299466A - プロペラ

Info

Publication number: JPS62299466A
Application number: JP62095526A
Authority: JP
Inventors: ロバート　ジェイ．ゴーンスタイン; デニス　ジョセフ　パトリック
Original assignee: IMC Magnetics Corp
Current assignee: IMC Magnetics Corp
Priority date: 1986-06-17
Filing date: 1987-04-20
Publication date: 1987-12-26
Also published as: EP0250062A3; CA1290306C; US4844698A; EP0250062A2

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】３、発明の詳細な説明［発明の背景コ本発明は空気力学的に推力を発生させるように構成され
たプロペラ、特に、静止または低走行速度において最大
推力を必要とするホバークラフト、プロペラ船、飛行船
などのような乗物に使用するプロペラ羽根に係わる。

既存の固定翼プロペラ羽根やヘリコプタ−のローターブ
レードは離陸（または離水）、上昇、巡航、さらに、ヘ
リコプタ−の場合なら自転など秤々の操縦条件を満さね
ばならない。従って、従来の羽根は飛行を維持するのに
必要な比較的高い対気速度で航空機を有効に駆動するよ
うに設計されている。しかし、このような公知の羽根は
ホバークラフトのような乗物の設計パラメータに合った
必要推力を有効且つ効率的に発生させることはできない
。

従来のプロペラ及びローターの重大な欠点の１つは静止
速度において推力を発生させることができない点にある
。これはゼロ速度において８０％以上の失速状態で動作
する既存の羽根の構造に原因がある。加えて、既存の羽
根はホバークラフトが減速、方向反転、または操縦のた
めに必要とする逆推力を発生させることができない。地
表すれすれに動作するホバークラフトの周りに存在する
砂塵や水滴が低プロフィル、高縦横比の羽根の前縁及び
先端を短期間のうちに侵食するから、公知の羽根は遂に
は羽根先端速度に起因する高いノイズ・レベルを発生さ
せる。

［発明の要約コ本発明は順逆いずれのピッチ・モードにおいても従来よ
りも大きい静止速度最大推力を発生させるプロペラ羽根
構成を提供する。本発明はまた、上記成果を達成すると
同時に、プロペラ羽根の先端速度を低下させ且つ羽根面
上の局部音響速度を低下させることによってノイズ・レ
ベルを軽減する。さらに、上記成果を達成しつつ、しか
も水、砂及び昆虫の衝突による浸食や凹みを軽減するこ
とによってプロペラ羽根の耐用寿命及び信頼性を高める
。侵食や凹みを軽減するため、プロペラ羽根先端速度を
低下させ、プロペラ羽根前縁の厚さを増大させ、プロペ
ラ羽根上面の圧力分布をより均一にする。

以上に）本べた長所を実現するため、本発明では最大推
力時及び低速または静止速度時に起こり易い羽根失速状
態を回避する高揚力係数を有するプロペラ羽根プロフィ
ルを採用する。高揚力係数を得るため、前縁の曲率半径
を大きく設定し、プロペラ羽根の長手方向に沿って比較
的大ぎい厚さ／翼弦比が得られるようにする。また、プ
ロペラ羽根の平面図プロフィルの縦横比が比較的小さく
なるように羽根の長さを短く、弦長を長く設定する。

さらに、プロペラ羽根下面が前縁付近では正の下方キャ
ンバを有するが、復縁付近では反転して負の下方キャン
バとなって復縁揚力を発生させる。

後縁揚力は比較的高い羽根プロフィルと相俟って、公知
の羽根の前縁に発生ずる急な負圧勾配ピークを解滌し、
プロペラ羽根上面により均等に作用するように負圧をシ
フトさせることにより、上面の負圧分布を変える。

本発明は前縁の曲率半径を大きく設定することによって
上面の全翼弦長に亘って正の上方キャンバを、下面の全
翼弦長に亘って負の下方キャンバを有する比較的厚い翼
断面とした固有のプロペラ羽根プロフィルを提供する。

また、プロペラの縦横比を従来のものよりも小さく設定
することによって先端速度を抑制する一方、〃弦長を長
くすることによって揚力を増大させる。さらにまた、プ
ロペラ羽根のねじりを基端から先端まで非線形に変化さ
せることによって長手方向にほぼ一定の初期ピッチ角を
得る。このようにピッチをほぼ一定にすることでプロペ
ラ羽根失速を回避し、より効率的に最大静止推力を発生
させることができる。

負の下方キャンバは比較的大きい前縁曲率半径及び比較
的大きい翼厚と相俟ってプロペラ羽根の後縁揚力を増大
し、羽根の前縁上面に発生する負圧スパイクまたはピー
クを低下させ且つ広げるように作用する。その結果、ノ
イズ・レベルが低くなり、水滴、砂塵、昆虫、その他の
粒子による羽根の前縁及び先端の侵食が軽減される。前
縁の曲率半径を大きく設定したことで、プロペラ羽根の
前縁に保３装置を取付けることが可能になり、これによ
って羽根の耐用寿命が長くなるという効果もある。

本発明の好ましい実施例では、プロペラ羽根の前縁曲率
半径が公知の羽根に比較して大きい。羽根断面の厚さは
翼弦長に対して基端における約２３％から先端における
約９％まで非線形に変化する。

ねじり角度は基端における約２８°から先端における約
６°まで長手方向に一定のピッチが得られるように設定
する。静止速度における最大揚力係数は羽根を順方向ピ
ッチ・モードで回転させる場合には基端における約１．
７から先端における約１．０まで長手方向に非線形変化
し、羽根をハブ中心に逆方向ピッチ・モードで回転させ
る場合には基端から先端まで約−１，０の最大角揚力と
なる。縦横比は２．０乃至２．２である。プロペラ羽根
の先端にはほぼ一定の負圧分布が存在し、基端には先端
の分布よりもやや丸みのある、広い負圧曲線が存在する
。

このプロペラ羽根構成を実施することによって得られる
実用上の利点は空気力学的性能の向上にある。即ち、ホ
バークラフトに採用されている従来のプロペラ・システ
ムはこれを搭載するホバークラフトの設計上目標速度を
５０％に、設計上の積載重量を７５％にそれぞれ制限す
る。しかし、揚力及び効率を高めることによって空気力
学的性能を向上させる新しいプロペラ羽根を利用すれば
、大きい経費をかけてホバークラフトを改造する必要は
なく、容易に且つ経済的に改装できる。本発明の羽根は
大きい順方向速度を生むだけでなく、逆推力をも増大さ
せるから、ホバークラフトの操縦性を高め、停止を容易
にし、逆方向速度能力も増大させる。

他の重要な特徴は耐用寿命及び信頼性の改善である。前
縁の曲率半径が大きいから、前縁及び先端に沿った侵食
や凹みに起因する剥離や亀裂が起こり難い。前縁の形状
が必要に応じて保ｊ装置を取付けるのに好適な形状であ
ることも耐用寿命の改善につながる。

本発明の羽根は安全且つ低騒音でもある。直径を小さく
、先端速度も低くし、負圧勾配の分布も改善されたから
、ノイズ・レベルは低くなり、乗務員及び乗客がその会
話を妨げられることも少なくなる。プロペラの直径が小
さいことはその強度と信頼性が高まることでもあるから
安全上も好ましい。

本発明はその出力を有効に利用して燃料消費を節減でき
るからコストの軽減につながる。本発明の羽根構造は既
存のハブ及びプロペラ・システムに容易に組込むことが
でき、駆動機構または取付は構造に変更を加える必要は
ない。出力、操縦性及び速度が増大するから、ホバーク
ラフトは従来よりも大きい積載重量及び性能で走行でき
るようになる。

本発明のその他の目的及び利点は添付図面に沿つた以下
の説明から明らかになるであろう。

［実施例］第１図に示すように、プロペラ１０はハブ１４に取付け
られた羽根１２を含む。図面には３枚羽根構成を示しで
あるが、２枚羽根プロペラまたは４枚羽根プロペラのよ
うに３枚羽根構成以外の構成を採用しても本発明の趣旨
を逸脱することにはならない。また、ハブ１４に羽根を
取付ける態様は回転自在でも固定式でもよいが、羽根１
２を順方向及び逆方向ピッチで動作できるように設計す
るのが最も好ましく、従って回転自在な取付は態様が理
想である。

羽根１２の固有の平面図プロフィルは羽根１２の翼幅、
即ち、線ａを羽根１２の翼弦、即ち、線すで割った比、
即ち、縦横比で表わすのが普通である。

本発明は翼弦の長さを１２〜２６インチ（３０５ｍｍ〜
６６０ｎ＋ａ＋　）　、好ましくは約２１インチ（５３
３ｍｍ　）　、Ａブ１４からの半径を４０〜６０インチ
（１０１６ｍｍ〜１５２４ｍｍ）、好ましくは前縁２０
、後縁２２の別なく４５インチ（１１４３ｍｍ　）に設
定することで比較的低い静速度において比較的大きい推
力を得る。これは１．５〜３，３、好ましくは２．０〜
２．２０の縦横比に相当する。

第２図にプロペラ羽根１２の好ましい構造を示した。基
本的には、羽根１２は羽根の空気力学的条件に従って形
成された前縁プル・ノーズ２０を有するモノコック殻体
構造を具え、上方外板２４ａ及び下方外板２４ｂは公知
の態様でプル・ノーズ２０に固定され、同じく羽根の空
気力学的条件に従って形成された後縁突出部２５にむか
って後方へ広がっている。後縁突出部２５は公知のファ
スナにより上下外板２４ａ　、　２４ｂに接合されてい
る。翼の先端には公知の整流板が取付けられている。羽
根１２はその基部に羽根の断面積全体に広がるリブ２７
ａを、該リブ２７ａから外方へ長手方向に順次間隔を保
った位置に前記断面積の一部分に広がる部分リブ２７ｂ
。

２７ｃ及び２７ｄをそれぞれ具備する。リブ２７ｂ及び
２７ｃは回転中心から長手方向にそれぞれ１６インチ及
び２２インチ（４０６ｍｍ及び５５９ｎ＋ｍ　）の距離
に位置する。最も外方のリブ２７ｄは羽根１２の全長の
ほぼ中間に位置する。羽根の中心線に沿って円筒形の桁
またはトルク管２９が基端のリブ２７ａ及び部分リブ２
７ｂ　、　２７ｃ及び２７ｄの孔を貫通している。トル
ク管の内端は基端よりも内側に突出して公知の羽根シャ
ンク２９を形成し、該シャンクは公知の態様で羽根ハブ
と結合している。

第３ａ〜３ｄ図には全長に沿った各位置における羽根１
２の断面を４通り示しである。即ち、第３ａ図は基端（
ルート）位置、第３ｂ図は基端寄りのくインボード）位
置、第３Ｃ図は先端寄りの（アウトボード）位置、第３
ｄ図は先端（チップ）位置における断面図である。図示
の実施例では、ルート位置、インボード位置、アウトボ
ード位置及びチップ位置は回転中心からそれぞれ１０．
３２゜３８及び４５インチ（２５４，８１３，９６５及
び１１４３ｍｍ）の距離である。

先ず第３ａ図において、羽根１２は前縁２０及び後縁２
２を具備する。コード即ち翼弦３０の線は前縁２０の外
側から後縁２２の外側までの距離を表わす。上面３２は
羽根１２の上部キャンバ（反り）を限定し、下面３４は
羽根１２の下部キャンバを限定する。翼弦３０を基準に
測定した前縁２０の半径及び上下キャンバの大きざが揚
力係数と呼ばれる羽根１２の最大浮揚ポテンシャルを決
定する。上部キャンバは上面３２から翼弦３０にむかっ
て垂直に測った最大距離で、下部キャンバは下面３４か
ら翼弦３０にむかって垂直に測った最大距離で表わされ
るのが普通である。

面が翼弦３０から凸面弯曲を有するならば正キャンバと
なり、下面３４に沿った曲線３６で示ずように翼弦３０
にむかって凹面弯曲を有するならば負キャンバとなる。

本発明は上面が羽根１２の全翼弦に亘って正キャンバを
限定し、下面が羽根１２の翼弦長に沿って正負両キャン
バを限定するように構成することにより、公知の羽根よ
りも高い揚力係数を１ｑる。基端に近く、前縁２０の近
傍で測定した翼弦長の最初の６５％以内に下面が正のキ
ャンバを限定し、曲線３６で示すように、後縁２２の近
傍に位置する翼弦長の残り３５％に負のキャンバを限定
することが好ましい。基端の近傍におけるこの負キャン
バはルート位置とインボード位置との間で次第に正キャ
ンバに移行する。

揚力と効率を評価する目安となる他の重要な比は翼弦３
０を挾んで上面３２及び下面３４間の垂直距離が最大と
なる位置における断面プロフィルの厚さと翼弦長との比
である。図示の実施例では、羽根１２の厚さ／翼弦比は
基端の約２３％から先端の約９％まで長手方向へ非線形
に変化する。羽根断面プロフィルの位置１０．３２．３
８及び４５インチ位置は以下に述べる手順でそれぞれ正
確に求められる。上記位置のそれぞれにおける上下面の
曲率は次の式によって正確に与えられる。

ｙ＝　ａ、、／’ｘ　＋ｂｘ＋ｃｘ２　＋ｄｘ３　＋ｅ
ｘ４　＋ｆｘ５但しＸは前縁から測定された翼弦上の位
置であり、翼弦線から上面または下面までの距離である
。パラメータａ、ｂ、ｃ、ｄ、ｅ及びｆは下の表Ｉに示
す通りである。

表　　１上面位置１０　　　位置３２　　　位置３８　　　位置４５
ａ　　　、２３７６６　　．１５９２１　　．１６１７
７　　．１１８８７ｂ　　　、１５６５０　　．１２５
４７　−９０１３４５４　．（１０）６８２１１ｃ　　
−１，４０１７−９７８８２９−，３１９８４−，２９
９７６ｄ　　　２．３７６６　　１．３８１７　　．５
４５３７　　．５２４６９ｅ　　−２，（１７８７−１
，４７５８−，６６５９６−，５９８７ｆ　　　、７０
３４７　　．５９９１３　　．２９３７５　　．２４９
３７下面位置１０　　　位置３２　　　位置３８　　　位置４５
ａ　　　−０３３８１−，１７６９−，１３８７３−，
１２２２９ｂ　　　、５９７６　　．３０４１６　　．
２２Ｇ５４　　．２０１４８ｃ　　　−，６２１８１−
，５５９６７−０４４０３２−，４１６８２ｄ　　　−
０３３３７４，９５４２５，７８２１５，７７７２１ｅ
　　　１．６８０４　　−０９２５３２　−（１７３６
４　　−．７２９１３ｆ　　　−，９９４８７，４０２
２８，３０６４９，２８９２８第４図では４つの断面プ
ロフィルを重ね合わせることによって、羽根の回転平面
４０を基準とする幾何学的ねじれを図示した。ルート・
コード３０は羽根１２のルート位置における翼弦、イン
ボード・コード３７はインボード位置における翼弦、ア
ウトボード・コード３８はアウトボード位置における翼
弦、チップ・コード３９はチップ位置における翼弦であ
る。羽根に沿った各位置におけるねじり角度、局部音響
速度及びレイノルズ数を下の表Ｈに示す。

表　　■ 部　位　　ユ１　ねじり　Ｍｌ　　レイノルズ数（Ｘ１
０６）ルート　　　　１０　　＋　２７．５’　　０．０５　
　　０、フィンボード　３２＋９．２°　０．３２　　
　４．０アウトボード３８　　＋　７．５”　　０．４
７　　　　Ｂ、６チツプ　　　４５＋６．５°　０．６
４　　　８．０偉置はハブ１４の中心から所与の部位ま
での半径方向距離を表わすインチ数である。ねじりは各
部位における回転平面に対する初期固定迎角であり、前
縁２０が後縁２２よりも高ければこの角度は正となるの
が普通である。表■ではねじり角度を翼弦３０と基準平
面４０との間で測定している。Ｍｌは所与の部位におい
て測定された自由流れ局部音響速度である。レイノルズ
数は羽根の各部位における気流特性を表わす。

第５及び６図には、本発明によって達成される正圧及び
負圧分布を略示した。第５図は上面３２上にほぼエリア
Ａで示すような負圧分布を有するルート位置における羽
根プロフィルを示す。前縁の近傍において、エリアＡの
負圧ピークは公知の羽根に比較して著しく低く且つ広い
。ピークがこのように低く且つ広いから局部音響速用も
低くなり、従って、比較的静かな羽根が得られる。また
、衝撃波を発生させるピークまたはスパイクが存在しな
いから、これもまた静かな羽根の実現につながる。エリ
アＢは下面３４に沿って広がる正圧分布を表わす。負キ
ャンバ弯曲線３６は後縁２２の下に比較的大きい正圧を
発生させる。この後縁揚力は前縁２０上の負圧ピークを
ざらに小さくし、上面３２上の負圧の一部を後縁２２付
近ヘシフトさせるのに寄与する。

羽根１２のチップ位置上に現われる正圧及び負圧分布を
第６図に示した。エリアＣは上面３２上の負圧分布を表
わす。この圧力分布は上面３２の全翼弦長に亘ってほぼ
均一であり、抗力を公知の羽根よりも小さくし、特に後
縁２２上における境界層分離を最小限に抑制する。公知
の羽根は静止または低速下でこの層気流を形成できず、
その結果、失速状態、抗力増大及び性能低下を招く。

第７及び８図は現在ホバークラフト・プロペラ・システ
ムに使用されている公知翼、例えばＣ１ａｒｋ　　Ｙ及
ヒＮＡＣＡ１６（商１名）シ’）　−７ＪＪ（ＤｊＡ力
特性と、本発明のプロペラの揚力特性の比較である。先
ず第７図には、羽根の長手方向各部位の揚力係数を増分
的に示してあり、部位は先端を１で、基端付近を０．３
で表わしである。公知の羽根の理論上の揚力係数は羽根
素子法で計算され、この計算値に基づいて長手方向に沿
った最大揚力係数の分布が得られる。理論上の揚力係数
は静止状態、即ち、ゼロ速度において、１．９０ＯＲＰ
　Ｍで１．２（１０）馬力を作用さけて計算する。この
計算は０．８部位において羽根を１８°及び−２４°に
設定してそれぞれ順方向推力モード及び逆方向推力モー
ドで行われる。

線ＣＬＭＡＸは上記の動作条件下で実際に発生させるこ
とのできる最大揚力係数である。ＣＬＭＡＸ線と理論上
の揚力係数線との間の領域は公知の羽根が失速状態とな
る領域である。図から明らかなように、順方向推力モー
ドにおいて、公知の羽根は翼幅の６０〜７０％以上に亘
って失速状態となるのが普通である。同様に逆推力モー
ドにおいて、公知の羽根はその断面形状ゆえにむしろ非
効率的であり、最大実揚力係数は約０．７に過ぎない。

図から明らかなように、公知の羽根は逆推力モードにお
いて翼幅の約５０％に口って失速状態となる。

逆推力モードにおいて、馬力またはＲＰＭまたはこの双
方を増大させても最大揚力係数は殆ど変化しない。それ
どころか、理論上の揚力係数が低下して失速域を広げ、
羽根の抗力を低下させる。

逆推力モードにおいて、ＣＬ　ＭＡＸと理論上揚力係数
との間の領域は馬力を増大させても失速域が広がらない
限界を表わす。しかし、理論上の揚力係数は実際に低下
するから、失速状態となる羽根のパーセンテージは馬力
の増大と共に大きくなる。

第８図には公知の羽根の同じ動作条件における本発明の
羽根の揚力特性を示した。図示のグラフは、部位０．７
において、羽根を２３°にセットして順方向推力モード
で、−３０°にセットして逆方向推力でそれぞれ動作さ
せた場合のものである。順方向推力モードでは、テスト
条件下で本発明の羽根はその理論上の揚力係数も実揚力
係数もほぼ同じである。即ち、順方向推力モードにおい
て、失速域で動作する羽根部分は全くない。ところが、
本発明の羽根に作用する馬力またはＲＰＭまたはこの双
方を増大させると、理論上の揚力係数も実揚力係数も増
大し、ＣＬ　ＡＣＴＬＩＡＬが線ＣＬＭＡＸにむかって
移動する。ＣＬＭＡＸは本発明の羽根で翼を失速させる
までに得られる最大揚力係数を表わす。即ち、本発明の
羽根の揚力係数は公知の羽根の揚力係数とほぼ同じであ
る。しかし、本発明の羽根には失速状態で動作している
部分が全くないから、所与の駆動入力ではるかに高い動
作効率が、従って、より高い推進出力が得られる。

逆方向推力モードでは、羽根の全長に亘って約１．０の
最大揚力係数が達成される。このモードにおいてもテス
ト条件下で実揚力係数と理論上の揚力係数はほぼ同じで
ある。テスト条件下で失速域で動作するのは羽根の約２
５〜３０％に過ぎず、残り部分は公知の羽根によって達
成されるよりもはるかに大きい揚力効果を発生させる状
態で動作する。

従って、本発明の羽根の最も重要な特徴の１つ、即ち、
本発明の羽根が極めてすぐれた逆推力特性を有すること
をグラフから確認することができる。

以上、本発明のその好ましい実施例に関連して説明した
が、この技術分野における進歩を意味する本発明の趣旨
から逸脱することなく種々の変更、改良が可能である。

例えば、被筒羽根として構成すれば、長手方向先端にお
けるエア・スリップを防止することによって推力をさら
に高めることになる。被筒羽根として構成すれば乗務員
や乗客を傷害から保護する効果も増大する。従って、頭
書の特許請求の範囲はその限定的な用語及びこれと同等
なものによってのみ制限されるものとする。

【図面の簡単な説明】

第１図は取付けた羽根の上面を示すプロペラの平面図、
第２図はプロペラ羽根の断面図、第３ａ乃至３ｄ図は第
１図の３８−３ａ線乃至３ｄ−３ｄ線におけるプロペラ
羽根の４通りの断面プロフィル、第４図は第３ａ図乃至
３ｄ図の断面フロフィルを重ね合せた図、第５図はプロ
ペラ羽根のルート位置における圧力分布を示す断面図、
第６図はプロペラ羽根のチップ位置における圧力分布を
示す断面図、第７図は公知プロペラ羽根の揚力特性を示
すグラフ、第８図は本発明の揚力特性を示すグラフであ
る。１０・・・プロペラ　１２・・・羽根　１４・・・ハブ
　２０・・・前縁２２・・・後縁　２９・・・シャンク
　３０・・・翼弦（ルート・コード）３２・・・上面　
３４・・・下面　３７・・・インボード・コード　３８
・・・アウトボード・コード　３９・・・チップ・コー
ド特許出願人　アイエムシー　マグネチックスへｓｃ。、２−　　−　　−　　−　　−　　　　　。ヱソアＤ ηンｔ

Claims

【特許請求の範囲】

（１）複数の羽根から成るプロペラであって、前記羽根
のそれぞれが基端、先端、前縁、後縁、前記先端の近傍
を翼弦に沿ってほぼ均一な負圧プロフィルが得られるよ
うな形状に構成した上面を限定する手段、及び前記基端
の近傍を、前縁付近に広い負圧ピークを有し、前記上面
手段の後縁側の点にむかって、弱まる負圧プロフィルが
得られるような形状に構成した下面を限定する手段から
成り、前記上面限定手段及び下面限定手段を、長手方向
に前記基端から前記先端にむかってほぼ均一なピッチを
限定するねじりを前記プロペラに与えるように構成し、
且つ配向したことを特徴とするプロペラ。
（２）前記上面限定手段を、前記それぞれの羽根の翼弦
全長に亘って正の上方キャンバを有する翼断面を呈する
ように形成した特許請求の範囲第（１）項に記載のプロ
ペラ。
（３）前記下面限定手段を、前記羽根の前縁付近に正の
下方キャンバを、前記羽根の後縁付近に負の下方キャン
バを有するように形成した特許請求の範囲第（２）項に
記載のプロペラ。
（４）前記下面限定手段を、前記それぞれの羽根の前記
前縁から測定した翼弦長の前縁側６５％以内に正の下方
キャンバが現われ、後縁側３５％以内に負の下方キャン
バが現われるように形成した特許請求の範囲第（３）項
に記載のプロペラ。
（５）ハブをも含み、前記羽根のそれぞれを、半径方向
軸線を中心に回転できるように前記ハブに取付けた特許
請求の範囲第（４）項に記載のプロペラ。
（６）前記上面限定手段及び前記下面限定手段を、前記
羽根のそれぞれが順方向ピッチ・モードにある時、前記
基端において約１．７より大きい正揚力係数が、前記先
端において約１．０より大きい正揚力係数がそれぞれ得
られ、前記揚力係数が長手方向に非線形変化するように
形成した特許請求の範囲第（１）項に記載のプロペラ。
（７）前記上面限定手段及び前記下面限定手段を、前記
羽根のそれぞれが逆方向ピッチ・モードにある時、前記
基端から前記先端までに亘って約−１．０よりも大きい
負揚力係数が得られ、前記揚力係数が長手方向に非線形
変化するように形成した特許請求の範囲第（６）項に記
載のプロペラ。
（８）前記羽根のそれぞれを、縦横比が約２．０乃至約
２．２の平面図プロフィルが得られるように形成した特
許請求の範囲第（１）項に記載のプロペラ。
（９）前記羽根を、厚さ／翼弦比が前記基端における約
２１％から前記先端における約１０％まで長手方向に非
線形変化する断面プロフィルを呈するように形成した特
許請求の範囲第（８）項に記載のプロペラ。
（１０）複数の羽根から成るプロペラであって、前記羽
根それぞれが基端、先端、前縁、後縁、及び前記基端か
ら前記先端まで長手方向にほぼ均一なピッチを限定する
ねじりを前記プロペラに与えるように構成され且つ配向
された上面限定手段及び下面限定手段から成り、エリア
Ａが前記上面限定手段の前記先端付近における負圧分布
を表わす第６図に示すような翼弦方向の負圧プロフィル
が前記上面に得られるように前記先端付近の前記上面限
定手段を形成すると共に、エリアＣが前記上面限定手段
の前記基端における負圧分布を表わす第５図に示すよう
な翼弦方向負圧プロフィルが前記上面に得られるように
前記上面限定手段を形成したプロペラ。
（１１）前記上面限定手段を、それぞれの前記羽根の全
翼弦長に亘って正の上方キャンバを限定する翼断面を呈
するように形成した特許請求の範囲第（１０）項に記載
のプロペラ。
（１２）前記下面限定手段を、前記羽根の前記前縁付近
に正の下方キャンバを、前記後縁付近に負の下方キャン
バを限定する翼断面を呈するように形成した特許請求の
範囲第（１１）項に記載のプロペラ。
（１３）前記正の下方キャンバがそれぞれの前記羽根の
前記前縁から測定した翼弦の前縁側６５％以内に現われ
、前記負の下方キャンバが翼弦長の後縁側３５％以内に
現われる特許請求の範囲第（１２）項に記載のプロペラ
。
（１４）ハブをも含み、前記羽根のそれぞれを半径方向
軸線を中心に回転自在に取付けた特許請求の範囲第（１
３）項に記載のプロペラ。
（１５）前記上面限定手段及び前記下面限定手段を、前
記羽根のそれぞれが順方向ピッチ・モードにある時、前
記基端において約１．７より大きい正揚力係数が、前記
先端において約１．０より大きい正揚力係数がそれぞれ
得られ、前記揚力係数が長手方向に非線形変化するよう
に形成した特許請求の範囲第（１０）項に記載のプロペ
ラ。
（１６）前記上面限定手段及び前記下面限定手段を、前
記羽根のそれぞれが逆方向ピッチ・モードにある時、前
記基端から前記先端までに亘って約−１．０より大きい
負揚力係数が得られ、前記揚力係数が長手方向に非線形
変化するように形成した特許請求の範囲第（１５）項に
記載のプロペラ。
（１７）前記羽根のそれぞれを、縦横比が約２．０乃至
約２．２の平面図プロフィルが得られるように形成した
特許請求の範囲第（１０）項に記載のプロペラ。
（１８）前記羽根のそれぞれを、その厚さ／翼弦比が長
手方向に前記基端における約２１％から前記先端におけ
る約１０％まで非線形に変化する断面プロフィルが得ら
れるように形成した特許請求の範囲第（１７）項に記載
のプロペラ。