JPS6234600B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】

この発明は一般にヘリコプタ回転翼羽根に関
し、特に、それらの横断面翼（airfoil）形状に係
るものである。この翼はヘリコプタまたは他の形
式の回転翼航空機で使用されるもののような回転
翼と共に使用するのに特に適している。 翼は、羽根が後退しつつあるとき高い迎え角に
おいて最大揚力特性を有し、羽根が前進しつつあ
るとき抗力上昇または抗力発散の遅延が最大にな
るように設計され、それにより、そうでないと航
空機の前方飛行によつて誘起される横揺れモーメ
ントを回転翼が打消すことができるようにしてい
る。これは、羽根がピツチ機構を含む回転翼羽根
および制御装置にかかる構造的荷重を最小にでき
るように、翼形断面縦揺れモーメント係数をゼロ
またはゼロ付近に維持しながら達成される。 多数の翼および翼群が従来技術で周知である。
非常に多数の翼群が、米国航空宇宙局（National
Aeronautics and Space Administration）の前
身である、NACA.すなわち、米国航空評議委員
会（National Advisory Committee of
Aeronautics）により、1930年代および1940年代
に行なわれた研究の結果として開発された。この
情報は公表されており、全世界のたいていの技術
図書館で利用することができ、空気力学者に周知
である。たいていの商業的に成功したヘリコプタ
は次の３つの翼群からの翼をそれらの回転翼羽根
に利用している。すなわち、NACA OOXX，
NACA 230 XXおよびNACA8シリーズがそれで
あり、XXは翼の厚さを表わす。 本発明の一目的は、実質的にゼロに等しい縦揺
れモーメント係数を有するとともに最大揚力およ
び最大遅延抗力発散を発生するところの新規改良
翼群を提供することである。 本発明の一目的は、前記特性を有するヘリコプ
タ回転翼と共に使用するための翼群を提供するこ
とである。 本発明の翼群の他の目的、特徴および利点は添
付図面と関連する以下の説明から明らかになるで
あろう。 第１図は単一回転翼ヘリコプタ２０の斜視図を
示し、主揚力回転翼２２と、トルク対抗しかつそ
の片揺れ（yaw）軸のまわりに航空機を制御する
ための尾部回転翼２４とを有する。主回転翼２２
はハブ２５と回転翼羽根２６を含む。運転時には
回転翼２２は、ヘリコプタの頂上から見て、逆時
計回り方向に回転し、回転しながら揚力を発生す
る。 回転翼が回転するとき特定羽根の翼幅に沿つて
外側の翼断面は内側翼断面より高い速度に遭遇す
る。さらに、ヘリコプタが前方飛行しているとき
には、任意の特定翼断面は回転翼の前進側で回転
翼の後退側にあるときの該翼断面より高い速度に
遭遇する。この結果として回転翼の前進側は回転
翼の後退側よりも大きい量の揚力を発生し、その
結果として航空機をその縦軸のまわりに回転させ
ようとするモーメントを発生する。ヘリコプタが
前方飛行中水平姿勢を維持するようにするため
に、回転翼ハブから半径方向に延在する各回転翼
羽根はその縦軸のまわりにピツチされることが必
要である。回転翼のピツチまたは各羽根の迎え角
αは、羽根が回転翼の前進側にあるときより小さ
い揚力を発生するように減らされ、羽根が回転翼
の後退側にあるときより大きい揚力を発生するよ
うに増大される。かくして、回転翼の前進側半分
と後退側半分は等量の揚力を発生するようにさせ
られ、それにより、そうしないと、航空機をその
横転軸を中心として回転させる横揺れモーメント
をなくす。 回転翼羽根２６がそれらの縦軸のまわりにピツ
チできるかうにするために、回転翼羽根はピツチ
ベアリングの使用を介してまたはそのような回転
を可能にする他の機構を介して回転翼ハブ２５に
装着されている。回転翼の迎え角は斜板に連結さ
れたピツチリンクによつて変更かつ維持される。
斜板は制御装置の作動器に連結されている。 回転翼羽根２６がその種々の軸のまわりに発生
する空気力学的力および動的力により、回転翼羽
根ピツチ制御機構に苛酷な応力が加えられる。縦
揺れモーメントの大きさのかなりの成分は回転翼
羽根に使用するために選択された特定翼の縦揺れ
モーメント特性に起因する。普通には、これらの
制御負荷の大きさが回転翼設計における制限要因
であつた。 翼によつて発生される縦揺れモーメントの別の
望ましくない効果回転翼羽根をねじる傾向であ
る。これは局部的な羽根部分の迎え角を変化させ
るから望ましくない空気力学的結果を招き、その
ために回転翼性能が低下する。 たいていの翼適用面におけるように、揚力と抗
力もまた主要な特性である。揚力を最大にすると
同時に抗力を最小にすることがほとんど常に１つ
の目的である。すなわち、これにより航空機を運
転するために必要な動力が低減される。0.3−0.9
のマツハ数範囲における翼性能特性、すなわち、
揚力、抗力および縦揺れモーメントは回転翼を適
用する用途で特に重要である。これは、回転翼で
発生される揚力の大部分を生ずるところの、羽根
翼幅に沿つた翼断面における局部的マツハ数が、
このマツハ数範囲内で作用しているという事実に
起因する。この範囲はたいていの回転翼に適用可
能であり、回転翼の寸法および運転RPMの差異
は関与しない。これは、回転翼の前進側の衝撃効
果を低減するために、回転翼羽根先端のマツハ数
は１以下に維持されるという事実に起因する。第
２図は回転翼２２の略図を示す。回転翼の中心は
0.2のマツハ数で前進しつつある。回転翼羽根２
６は回転翼２２の前進側でその中間点位置にあ
る。回転翼羽根２６は半径Ｒおよび翼弦Ｃを有す
る。回転翼羽根の半径はその回転の中心から先端
までの距離と定義され、翼弦は羽根の前縁から後
縁までの距離と定義される。当業者に知られてい
るように、たいていのヘリコプタ回転翼は一定の
RPMで運転する。特定回転翼に対する特定回転
速度は回転翼直径およびヘリコプタの運転速度の
関数である。ホーバー（hover）中回転翼羽根先
端は特定速度Ｖ_thを有するが、航空機が前方飛行
しているときには先端の実速度Ｖ_tはＶ_thとロータ
の前進側におけるヘリコプタの前進速度Ｖ_hとの
和に等しい。回転翼の後退側においてはＶ_tはＶ_th
とＶ_hの差に等しい。前述したように、回転翼は
最大先端速度Ｖ_tnaxがＭ＝１以下になるように設
計されなければならない。これは回転翼直径、回
転翼RPMおよびヘリコプタの最大前進速度を変
更することによつて達成される。 Ｖ_tをマツハ数１以下に維持するように制限し
ているため、ヘリコプタ回転翼の翼形の選定の一
般基準は類似している。しかしながら、この基準
は高速度ヘリコプタの場合には非常に厳しいもの
になる。大型の低速度ヘリコプタに対する基準は
異なる１組の問題を提起する。すなわち、それら
の羽根は一般にはるかに大きく、したがつて、小
型の高速度ヘリコプタの羽根の場合とは異なるレ
イノルズ数効果を導入する。これらの差異は空気
力学者には周知であり、したがつて設計事項とし
て考慮に入れられる。 第３図は第２図の３−３線に沿つてとられた回
転翼羽根の１つの断面図であり、本発明の翼形を
示す。この翼形は説明の目的のために略式に示さ
れている。翼の記載で使用される術語について簡
単に説明する。翼の弦線ｃは翼の前縁と後縁間の
直線と定義される。翼の最大厚さもまた示されて
おり、これは翼弦Ｃのパーセントとして一般に表
現される。翼は直角座標系を使用して記述され、
Ｘ軸は翼弦線と一致し、前縁は原点にある。翼の
記述は上下表面上の各点が翼弦上の特定点から変
位した垂直距離を定めることによつて行なわれ
る。翼の記述は座標を無次元化することによつて
一般化される。これは。ＸおよびＹ距離を翼弦長
さで割り、それにより垂直および翼弦方向距離を
それぞれｙ／ｃおよびｘ／ｃとして表現すること
によつてなされる。 翼形中心線ｍは、翼弦線ｃと同様に、翼の前縁
と後縁を通るが、翼形中心線上の一点から翼の上
表面および下表面までの距離が、該点における翼
形中心線の接線に垂直な線に沿つて測定した場
合、常に等しくなるように画定される。対称翼の
場合には上表面と下表面は同一であり、翼形中心
線は翼弦線と一致する。翼形中心線ｍは全体とし
ての翼の湾曲度またはそり度を表わす。一般に、
空気力学者には周知であるように、翼形中心線ｍ
のそり度または湾曲度は翼の最大リフト係数Ｃ_ln
ａｘおよび無揚力における縦揺れモーメント係数Ｃ
_npに影響を及ぼす。本発明の翼は非対称なのでそ
り付翼である。 特定翼形によつて発生される揚力はその迎え角
αの関数である。NACAの定義により迎え角は自
由流速度ベクトルＶと翼弦線との間の角である。 ヘリコプタの回転翼羽根に使用する翼形の選定
においては翼の揚力および抗力特性が解析されな
ければならない。しかしながら、考究すべき翼は
許容できる縦揺れモーメント特性を有しなければ
ならない。縦揺れモーメント特性はモーメント係
数Ｃ_nで表わされ、一方揚力および抗力は揚力係
数Clおよび抗力係数Cdで表わされる。翼形のモ
ーメント係数Cmは一般に羽根迎え角と共に変化
する。しかしながら、このような変化は小さいと
いうことが一般に容認されている。揚力および抗
力特性の検討おいては、羽根が揚力を発生してい
ない無揚力のとき、Ｍ＝0.4以下のマツハ数で−
0.01〜＋0.01の範囲内の縦揺れモーメントＣ_npの
特性を有する翼形が選定される。しかしながら、
０〜＋0.01の範囲内の低速度Ｃ_npが最も望ましい
ものであると認識されるようになりつつある。空
気力学においてよくあるように縦揺れモーメント
は一般に四分の一翼弦点に関して測定される。し
たがつて、ここで記載される縦揺れモーメントお
よび縦揺れモーメント係数Ｃ_nおよびＣ_npはすべ
て四分の一翼弦点に関するものである。 正のＣ_nは翼の前縁を上下に回転させようとす
るモーメントを表わし、角のＣ_nは前縁を下方に
回転させようとするモーメントを表わす。 翼の最大揚力能力は最大揚力係数Ｃ_lnaxで表わ
される。このパラメータはヘリコプタの回転翼羽
根が後退しつつあるときに重要である。すなわ
ち、これは羽根がその最大揚力能力を発揮しなけ
ればならない。ヘリコプタの翼は一般に後退する
羽根環境の典型的なマツハ数におけるそのＣ_lnax
に基づいて選定される。この目的に対して0.4の
マツハ数が一般に選定される。すなわち、この速
度は、後退する羽根の失速開始がヘリコプタの高
速飛行に対して重要になるところの平均速度であ
る。 翼の抗力特性はその抗力係数Ｃ_dで表わされ
る。Ｃ_dはマツハ数Ｍとともに増大することが一
般に認められている。しかしながら、音速（Ｍ＝
１）以下のある点において抗力がマツハ数の増大
とともに増大する割合に急激な増大があることが
見出されている。この増大点はドラグ発散点Ｍ_dd
として知られている。他の空気力学パラメータの
場合と同様に、抗力係数Ｃ_d、したがつて、抗力
発散点Ｍ_ddは与えられた翼形の迎え角αとともに
変化する。したがつて、比較および翼選定の目的
のために、翼形の無揚力点における抗力発散点Ｍ
_ddpが使用される。 無揚力における抗力係数Ｃ_dp対マツハ数Ｍのプ
ロツトが第４図に示されている。Ｍに対するＣ_d
の変化率dC_d／dMが0.1である点は、抗力発散に
対するマツハ数Ｍ_ddの一般に認められた定義であ
る。これは、第４図に、dC_d／dM＝0.1を表わす
直線Ｃ_dp対Ｍを表わす線に接する点として示され
ている。この点におけるマツハ数は無揚力におけ
る抗力発散マツハ数Ｍ_ddpである。 0.4のマツハ数における最大揚力係数Ｃ_lnax対Ｍ
_ddpのプロツトは第５図に示されている。このグ
ラフ上の任意の点は単一の特定無次元化翼を表わ
す。ある場合には、後述するように、一つの線が
翼の一群を表わす。一般に、第５図に示された翼
は−0.1〜＋0.01の範囲内のＣ_npを有する。第５
図に示された任意の特定の翼または翼の一族の位
置は、もちろん、最大揚力係数が0.4のマツハ数
においてとられたときにのみ有効である。一般
に、特定の翼が原点から遠ざかるほど、それはヘ
リコプタ用により望ましいものになる。本発明の
翼群の特性は第５図にVR−XXとして示されてお
り、特定の翼形を名づけるために任意の数字が
XXに入れられている。この呼称方式が使用され
たのは、NACA呼称方式のあるもののような、現
在使用されている標準呼称方式のいずれにも翼が
適応しないからである。本発明の翼は−0.01〜＋
0.01の範囲内に含まれるＣ_npを有する。第５図で
VR−XXの根拠を形成する。本発明の翼族の性能
特性は第表に示されている。風洞実験データ
は、本発明の翼がほぼ−0.006±0.002のＣ_npを有
することを示した。第５図および第表に示され
た本発明の翼群の性能は風洞実験データに基づい
たものである。この実験データはＣ_lnaxの値にお
いて±0.025の偏差となる分散度を有する。第５
図の特定翼の性能値は33cm（13インチ）の翼弦を
有する翼の風洞実験に基づいたものであり、第
表にも示されている。

【表】 前述したように、本発明の翼群に対する設計基
準はＣ_npが−0.01〜0.01の範囲内に入るという要
件を含むものであつた。翼の設計および選定にお
いてＣ_npの値は「低速度」においてとられる。こ
の「低速度」とは一般に圧縮効果が無視されうる
ところの十分に低いマツハ数のことをいう。事
実、Ｃ_npは低い変化率でマツハ数とともに直線的
に変化する。この変化率は十分に低いから、低速
度におけるＣ_npが−0.01〜＋0.01の範囲内にある
ならば、動作マツハ数におけるＣ_npはなお一般に
該範囲内にあることになる。しかしながら、抗力
対マツハ数曲線に急激な変化があるのと全く同様
に、Ｃ_n対マツハ数曲線にも急激な変化がある。
モーメント曲線における急激な変化は抗力発散マ
ツハ数に非常に近いマツハ数において起こる。し
たがつて、低速度、すなわち、圧縮効果が無視さ
れうるところの速度、一般に0.3以下のマツハ
数、におけるＣ_npの値は、マツハ数が抗力発散マ
ツハ数に達するまでは空気力学的縦揺れモーメン
トを表わすものである。 本発明は前記基準に従つて翼を識別かつ設計す
る試みをして発見・開発された。この努力は、
NASAで開発された近音速（transonic）粘性解
析、すなわち、ポテンシヤルフローおよび境界層
理論のような、種々の理論的設計手段を含むもの
であつた。利用できる理論的手段を使用する努力
を開始した後、翼は本発明の経験と直観的洞察に
基づいて変更された。このような変更後、変更翼
の性能特性がコンピユータ化した理論的手段を使
用して決定された。これは反復プロセスにおいて
連続的に行なわれた。ついで最も有望な翼が広範
な風洞実験にかけられた。 本発明の一群の翼は第表に示されている。翼
の基本的座標は、１の厚さ比に対して規格化され
た、無次元表現形式で示されている。表に使用さ
れた術語は次の通りである。すなわち、ｘは翼の
前縁から後縁の方への距離であり、ｃは翼弦の長
さであり、ｙは翼表面上の一点までの翼弦に対す
る垂直距離であり、下付き文字ｕは上表面を指示
し、下付き文字ｌは下表面を指示し、ｔは翼の最
大厚さに等しい。翼を画定する点の座標は、本技
術分野の慣行であるように、その座標ｘ／ｃおよ
びｙ／ｃで翼上の点の位置を指示することによ
り、無次元表現形式で示されている。

【表】

【表】 前述したように、第表に示された一群の翼は
規格化されている、すなわち、１の厚さ比に対し
て規定されている。これは翼の厚さがその弦の長
さに等しいことを事実上意味する。この規格化に
よる方法は翼の一群を規定するために使用され、
これにより空気力学者は特定厚さ比ｔ／ｃを有す
る無次元化翼を容易に選定することができる。厚
さ比はパーセントとして、たとえば、ｔ／ｃ＝
0.10に対しては10％として表現されてもよい。第
表に示された一群の翼から特定の厚さ比ｔ／ｃ
を有する無次元化翼を選定する場合には、上・下
のｙ／ｃ値に所望の厚さ比を掛けることが必要で
ある。たとえば10％の厚さ比を有する無次元化翼
を選定する場合には、上・下のｙ／ｃ値に0.1を
掛けることが必要である。10.62％，9.5％および
８％の厚さ分布を有する翼は第表、第表およ
び第表にそれぞれ示されている。これらの翼は
VR−12，VR−13およびVR−14と名づけられて
おり、それらの近似的グラフは第６図に示されて
いる。

【表】

【表】

【表】

【表】

【表】

【表】 第表に示された基本的翼族および第，，
表に示された特定厚さ分布は無次元表現形式に
なつている。所望の翼弦長さがいつたん設定され
るとｘ／ｃおよびｙ／ｃ値に翼弦長さが掛けら
れ、それにより、提案された翼に対する実際の座
標を与える。 第表に見られるように、前縁の上表面は（ｙ
_u／ｃ）^２＝4.2676129（ｔ／ｃ）^２（ｘ／ｃ）の
形態の放物線にきれいにつなぎこまれるべきであ
り、一方下表面は（ｙ_l／ｃ）^２＝（ｔ／ｃ）^２
（ｘ／ｃ）の近似形態を有するパラポラにきれい
につなぎこまれるべきである。 本発明の翼の性能特性は第５図にVR−XXとし
て示され、Ｃ_lnax対Ｍ_ddpがプロツトされている。
この線の近くに10.62％，9.5％，８％の厚さ分布
を有する本発明の一族からの翼VR−12，VR−
13，VR−14の実験で決定された特定が示されて
いる。第５図からわかるように、より厚い翼は、
他の翼よりも、より低い抗力発散マツハ数と結合
された高いＣ_lnaxを有する。逆に言えば、より薄
い翼はより低いＣ_lnaxとこれに対応するより高い
ドラグ発散マツハ数とを有し、中間の厚さを有す
る翼は他の２つの翼の中間にある。翼形の翼さに
関して上限と下限があることが一般に認められて
いる。 翼の厚さの上限および下限は多数の要因に起因
する。翼の厚さがある範囲を超えて増大すると、
その空気力学的性能は実際の適用に対して許容さ
れないものになる。たとえば、翼が厚くなるにし
たがつて、Ｃ_lnaxは増大するが、抗力発散マツハ
数は翼が許容されないものになる点まで減小す
る。さらに、翼性能を予測するためになされた
種々の仮定が無効になりかつ性能曲線自体がより
厚い翼の性能の正確な指示を表わさなくなる。こ
れらの原理は非常に薄い翼が考慮されるときにも
適用される。さらに、非常に薄い翼は非実用的に
なる。すなわち、それらが設計荷重を支えるよう
に構成することは、不可能でないにしても、困難
になる。最も実用的な回転翼は翼弦のほぼ６〜15
％の範囲内の厚さを持つことが一般に認められて
いる。したがつて、本発明およびその性質は翼弦
のほぼ６〜15％の範囲内の厚さを有する翼に関す
るものであることが理解されるべきである。本発
明の翼群を規定する第表は、慣例にしこがつ
て、１または100％の厚さ比に対して示されてお
り、それにより翼族の規定および特定厚さ比まで
の推定を容易にするものであることが特に注目さ
れるべきである。 前述したように、特定の厚さ比を有する翼は第
表の上・下ｙ／ｃ値に所望の最大厚さ比を掛け
ることによつて生成される。後述するようなある
望ましい場合には、上表面に対するｙ／ｃ値に１
つの厚さ比または換算係数を適用し、下表面に対
するｙ／ｃ値に異なる厚さ比または換算係数を適
用することによつて翼の一群における翼厚さを生
成することが可能である。もちらん、得られる翼
の実際の厚さ比は使用した２つの換算係数の値の
中間にあることになる。得られる翼の実際の厚さ
比は、空気力学者に周知の方法によつて特定翼が
生成された後またはその生成前に決定されうる。
第表に示された翼は８％の厚さ分布を有しかつ
上表面に対して0.073534の換算係数を使用し、下
表面に対して0.095614の換算係数を使用して生成
されたものであり、VR−15と名づけられてい
る。この方法を使用するときには、翼を生成する
ために使用される２つの換算係数は20％以上異な
るべきでない。これより大きい差異は上表面輪郭
と下表面輪郭の実証されていない。恐らく望まし
くない組合せを生ずることになる。

【表】

【表】 前述したように、本発明の翼はそれらの縦揺れ
モーメント特性が−0.01〜＋0.01の範囲内に含ま
れるように設計された。特定の厚さおよび翼弦長
さがいつたん決定されると、本発明の翼群からの
特定翼は前述したように第表を使用して選定さ
れうる。その翼は特定のＣ_npを持つことになる。
Ｃ_npの値は、所望の総合厚さが維持されるように
翼の上表面と下表面に対して異なる厚さ換算係数
を利用することにかり、Ｃ_lnaxとＭ_ddpのある程度
の変化を伴なつて特定設計目的を満たすように変
更されうる。この手順は翼形中心線またはそりを
変える効果を有し、したがつて、Ｃ_np，Ｃ_lnaxお
よびＭ_ddpを変える。翼の下表面をぎせいにし
て、その上表面の厚さを増大することは翼そりま
たは湾曲度を増大する効果を有し、その結果とし
てＣ_lnaxは増大し、Ｍ_ddpを減小し、Ｃ_npはより負
になる。もちろん、その逆も真であり、上表面と
下表面に対して異なる厚さ比を使用することによ
つて翼のそりまたは湾曲度が減小される場合に
は、基本的翼形に比較して、Ｃ_lnaxは減小し、Ｍ_d
ｄｐは増大し、Ｃ_npはより正になる。このＣ_npを変
更する方法により、翼のＣ_lnaxおよびＭ_ddp特性は
第５図および第表に示されたものから変化す
る。さらに、縦揺れモーメントの変化量は比較的
に小さい。 このアプローチはVR−14およびVR−15の性能
特性が始されている第５図のグラフを参照すれば
明らかになる。VR−14は８％厚さの翼であり、
上表面と下表面の両方に0.08％の厚さ換算係数が
適用されている。VR−15もまた８％厚さの翼で
ある。しかしながら、上表面には0.073534の厚さ
換算係数が適用され、下表面には0.095614の換算
係数が適用されている。かくして、第表からわ
かるように、VR−15はVR−14のそりの減小を表
わし。それに伴なつてＣ_lnaxは減小し、Ｍ_ddpは増
大し、Ｃ_npの値は正値の方へ変化する。VR−15
は第６図のグラフに示されている。 本発明の翼群を利用するロータの設計において
は１つの特定の無次元化翼が使用されうる。しか
しながら、非一定翼弦を有する羽根を利用する回
転翼が設計される場合には、羽根翼幅に沿つた翼
の実際の物理的寸法は変化するが単一の無次元化
翼をなお使用できる。ある場合には、一定翼弦が
回転翼羽根に使用される場合でも、異なる無次元
化翼形が翼幅に沿つて使用される。典型的には、
先端にはより小さい厚さ比を有する翼が使用さ
れ、回転翼羽根の根元部分にはより大きい厚さ比
を有する翼が利用される。回転翼羽根の翼幅中間
部分には中間の厚さ比を有する翼が使用される。
たとえば第表に示された10.62％厚さ翼VR−12
が羽根の根元から羽根半径の約85％の所まで使用
され、第表に示されたVR−14のような、８％
厚さ翼が羽根先端に使用されうる。 第表に示された本発明の翼および第，，
表に示された一族を持つ特定の無次元化翼は、
設計基準に従つて、−0.006±0.002の範囲内の低
速度無揚力縦揺れモーメント係数Ｃ_npを有する。
特定の設計要件が必要とする場合には、前述した
ように、本発明の翼形の縦揺れモーメント特性
は、上表面と下表面に対して異なる換算係数を使
用して翼のそりを変更することによつて変えるこ
とができる。縦揺れモーメント特性は後縁タブま
たは後縁ウエツジを使用して変えることもでき
る。 第７図に本発明の翼に適用されたタブが示され
ている。図示のように本発明の翼の後縁に後縁タ
ブ３２が連結されている。タブは長さが翼弦の４
％に等しい。タブ３２は図示のように翼の原後縁
を越えて２％延在する。したがつて、タブの中心
線は、タブ前縁において、翼の前縁から98％の点
で翼弦線と交差している。タブ角δは、図示のよ
うに、タブ３２の中心線と翼弦線との間の角であ
る。本発明の翼の厚さに依存して、翼表面とタブ
間に不連続部が存在しうる。えの不連続部は上表
面、下表面または両表面に生じうる。この不連続
部は段として現われる。第７ｂ図は、上表面に段
を有する。本発明の翼とタブを示し、第７ｃ図
は、上表面と下表面の両方に段を有する翼とタブ
の組合せを示す。 実験経験により、基本翼弦の４％に等しい長さ
を有するタブは、四分の一翼弦点のまわりで、タ
ブ角δの１度ごとにほぼ0.005のＣ_nの増大を与え
ることが示された。 タブが以上の記述に従つて付加されるときに
は、前記命名法および方法が使用される場合得ら
れる翼は100％より大きい弦長を有することが注
目されるべきである。上記の例ではタブは原翼形
の後縁を越えて２％延在し、その結果として102
％の翼弦長が得られる。後縁を越えて２％延在す
る４％タブを備えたVR−12は第表に示されて
いる。この２％延長は得られる翼の厚さ比を低減
してｔ／ｃ＝0.104になる。

【表】

【表】 タブが必要である場合には、翼座標を再規格化
して基本的翼形輪郭の限定を保存するようにする
ことが推奨される。 規格化は改変翼のｘ／ｃ値およびｙ／ｃ値を新
翼弦で割ることによつて達成される。たとえば、
タブの端は1.02の翼弦方向位置にあるから、すべ
てのｘ／ｃおよびｙ／ｃ値が1.02で割られる。こ
れは第表に示されている。翼の後縁は1.02の弦
方向位置にあつたから、102が102で割られると新
値は１であり、かくして、規格化が達成される。
すべてのｙ／ｃ値がまた1.02で割られると、規格
化は完了し、それに伴なつて新翼弦に適合した翼
の付随の再基準化が行なわれている。後縁を越え
て２％延在し、ついで規格化された４％タブを有
するVR−12は第表に示されている。

【表】

【表】 縦揺れモーメント補償はまた、翼の後縁の上表
面または下表面に単独でまたはタブと共に付加さ
れた後縁くさび状部材によつて達成されうる。こ
れは、基本翼または上記説明に従つてタブで改変
された翼にくさび状部材を適用することによつて
なされうる。第８ａ図は基本翼に適用されたくさ
び状部材３４を示す。このくさび状部材は翼弦の
４％に等しい長さを有しかつくさび状部材角δを
有する。くさび状部材角δはくさび状部材が適用
される表面とくさび状部材の外表面との間の角と
定義される。第８ａ図ではくさび状部材の後縁は
基本翼の後縁と合致している。第８ｂ図はくさび
状部材３４はタブ３２で先に改変された翼に適用
されている。この場合には、くさび状部材は改変
羽根の後縁まで延在する。実験結果によれば、基
本翼弦の４％に等しい長さを有するくさび状部材
は、上表面くさび状部材の場合、その四分の一翼
弦点のまわりの翼の縦揺れモーメントをくさび状
部材角δの１度当りほぼ0.003だけ変化させる。
くさび状部材３４をタブ３２と組合せると、予想
されるピツチの変化は、先の説明に従つてタブ単
独とくさび状部材単独によつて予期される変化の
和である。本発明の一族内の特定翼の性能特性お
よび厚さ比の摘要は第表に示されている。 0.01のＣ_npの増大はほぼ0.1のＣ_lnaxの減小を来
たすことが見出された。Ｃ_npはそりの変更、タブ
またはくさび状部材の付加、あるいはそれらの組
合せによつて変えることができる。前述したよう
に、実験結果により、基本的不変更翼族は−
0.006±0.002のＣ_npを有する。

【表】 以上説明および図面から当業者には理解される
ようほ、本発明は従来技術よりすぐれた重要な進
歩を表わすものである。本発明は一般的にかつ本
発明の翼の一群の特定翼に関連して図示記載され
たが、その精神から離脱することなしに種々の変
更や改変がなされうることを理解すべきである。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明を実施した回転翼羽根を有する
ヘリコプタの斜視図である。第２図はヘリコプタ
の回転翼デイスク略図である。第３図は第２図の
３−３線に沿つてとられたヘリコプタの回転翼羽
根の１つの断面図であり、翼形およびその記述に
関連する術語を示す。第４図は抗力係数Ｃ_d対マ
ツハ数Ｍを示すグラフである。第５図は最大揚力
係数Ｃ_lnax対抗力発散マツハ数Ｍ_ddpを示すグラフ
である。第６図は本発明の翼の一群の４つの翼の
輪郭を示す。第７図は本発明の翼の縦揺れモーメ
ント特性を変更するために使用される後縁タブを
示す。第８図は本発明の翼の縦揺れモーメント特
性を変更するために使用される後縁くさび状部材
を示す。 ２０……ヘリコプタ、２２……主揚力回転翼、
２４……尾部回転翼、２５……ハブ、２６……回
転翼羽根、ｃ……翼弦、ｍ……翼形中心線、ｔ…
…厚さ。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 下記の座標系の表および放物線の式によつて
   実質的に規定される翼を有する翼幅方向に伸びる
   部材からなる回転翼航空機用回転翼羽根。 【表】 【表】 【表】 上表において、ｘは翼前縁から翼弦線に沿つて
   測つた距離；ｃは翼弦の長さ；ｙ_uは翼形の上表
   面の点を翼弦線から翼弦線に垂直な線に沿つて測
   つた距離；ｙ_lは、翼形の下表面の点を翼弦線か
   ら翼弦線に垂直な線に沿つて測つた距離；ｔは翼
   の最大厚さ；翼前縁は、 （ｙ_u／ｃ）^２＝4.2676129（ｔ／ｃ）^２
   （ｘ／ｃ） （ｙ_l／ｃ）^２＝（ｔ／ｃ）^２（ｘ／ｃ） によつて実質的に規定される放物線で形成され、
   前記座標系の表によつて規定される翼にきれいに
   つなぎこまれるものとする。 ２ ｔ／ｃが0.06〜0.15の範囲内にある特許請求
   の範囲第１項記載の回転翼羽根。 ３ ｔ／ｃが0.1062に実質的に等しい特許請求の
   範囲第２項記載の回転翼羽根。 ４ ｔ／ｃが0.095に実質的に等しい特許請求の
   範囲第２項記載の回転翼羽根。 ５ ｔ／ｃが0.08に実質的に等しい特許請求の範
   囲２項記載の回転翼羽根。 ６ 第一の（ｔ／ｃ）がｙ_u／ｃに適用され、第
   二の（ｔ／ｃ）がｙ_l／ｃに適用される特許請求
   の範囲第２項に記載の回転翼羽根。 ７ 前記翼の後縁が後縁タブを含む特許請求の範
   囲第６項記載の回転翼羽根。 ８ 前記翼が規格化されている特許請求の範囲第
   ７項記載の回転翼羽根。 ９ 前記翼の後縁がくさび状部材を含む特許請求
   の範囲第８項記載の回転翼羽根。 １０ 前記翼の後縁がくさび状部材を含む特許請
   求の範囲第６項記載の回転翼羽根。 １１ 前記翼が規格化されている特許請求の範囲
   第１０項記載の回転翼羽根。