JPS6317680B2 - - Google Patents
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- Publication number
- JPS6317680B2 JPS6317680B2 JP859983A JP859983A JPS6317680B2 JP S6317680 B2 JPS6317680 B2 JP S6317680B2 JP 859983 A JP859983 A JP 859983A JP 859983 A JP859983 A JP 859983A JP S6317680 B2 JPS6317680 B2 JP S6317680B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- airfoil
- drag
- dkr
- airfoils
- matsuha
- 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.)
- Expired
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Supercharger (AREA)
Description
本発明はヘリコプタ等の回転翼航空機に用いら
れる回転翼用の翼型に関する。 回転翼航空機の回転翼羽根は、ホバリング飛
行、マヌーバ飛行、及び高速飛行という異つた飛
行環境で効率良く機能する必要がある。たとえ
ば、ホバリング飛行では必要馬力をできるだけ少
くするため空気力学的効率の向上をはかる必要が
あり、このためにはマツハ数約0.4ないし0.6の中
マツハ数領域及び揚力係数約0.6程度の中揚力係
数領域で高い揚抗比を得ることが必要となり、前
進飛行中には遷音速領域で作動する前進側回転翼
羽根の抗力を抑えるため、高マツハ数、低揚力係
数領域で低い抗力となり、反対に低速、大迎角で
作動する後退側回転翼羽根の失速を防止するた
め、低マツハ数で高揚力となる翼型が必要にな
る。さらに、回転翼用の翼型として重要なこと
は、回転翼制御装置に高い負荷をかけないように
するため、ピツチングモーメント係数をできるだ
け零に近い値にすることである。 従来、ヘリコプタ等の回転翼航空機には、
NACA 00シリーズの対称翼型が最も普遍的に用
いられ、特殊な用途に対してはNACA 230シリ
ーズの翼型も用いられており、これらの翼型につ
いての技術情報は、ニユーヨークのドーバー出版
社発行によるアボツト及びデーンホツフ共著の
「翼型理論（Theory of Wing Sectin）」に詳細
に開示されている。しかし、これらの公知の翼型
の特性は、近年特に高まつている回転翼航空機の
性能向上の要求に十分に適合するものではなく、
最近では、従来の翼型よりさらにすぐれた翼型を
開発する動きがあらわれている。たとえば、特公
昭56−42520号公報には、従来の翼型に比し最大
揚力係数及びドラグ発散マツハ数ともに増加した
翼型が開示されている。ドラグ発散マツハ数と
は、マツハ数の変化に対する抗力係数の変化が
0.1になるマツハ数として定義され、高速飛行特
性を判断する上で重要な量であり、この値が高い
ことは抗力の著しく増加を伴なわずに回転翼羽根
の対気速度を高め得ることを意味する。また特開
昭56−95799号公報には、上記特公昭56−42520号
公報に係る翼型よりもドラグ発散マツハ数がさら
に増加したヘリコプタ観点翼用の翼型が示されて
いる。 本発明は、上述したような従来公知の翼型に比
し低速時の最大揚力係数を低下させることなしに
ドラグ発散マツハ数を大巾に増加させることので
きる回転翼用の翼型を提供することを目的とす
る。 本発明の他の目的は最大翼厚と翼弦長との比で
定義される翼厚比が0.08から0.15の広い範囲にわ
たりすぐれた特性を示す翼型を提供することであ
る。 すなわち、本発明による回転翼用の翼型は、±
３％の範囲内で近似的に式 ｙ／c0＝ａ√0＋ｂ（ｘ／c0）＋ｃ（ｘ／c0
）2＋ｄ（ｘ／c0）3 で定義されるもので、此処にｙは翼型外形座標、
ｘは翼弦方向位置、C0は翼弦長をそれぞれ示し、
ａ、ｂ、ｃ、ｄは表１に示す値である。
れる回転翼用の翼型に関する。 回転翼航空機の回転翼羽根は、ホバリング飛
行、マヌーバ飛行、及び高速飛行という異つた飛
行環境で効率良く機能する必要がある。たとえ
ば、ホバリング飛行では必要馬力をできるだけ少
くするため空気力学的効率の向上をはかる必要が
あり、このためにはマツハ数約0.4ないし0.6の中
マツハ数領域及び揚力係数約0.6程度の中揚力係
数領域で高い揚抗比を得ることが必要となり、前
進飛行中には遷音速領域で作動する前進側回転翼
羽根の抗力を抑えるため、高マツハ数、低揚力係
数領域で低い抗力となり、反対に低速、大迎角で
作動する後退側回転翼羽根の失速を防止するた
め、低マツハ数で高揚力となる翼型が必要にな
る。さらに、回転翼用の翼型として重要なこと
は、回転翼制御装置に高い負荷をかけないように
するため、ピツチングモーメント係数をできるだ
け零に近い値にすることである。 従来、ヘリコプタ等の回転翼航空機には、
NACA 00シリーズの対称翼型が最も普遍的に用
いられ、特殊な用途に対してはNACA 230シリ
ーズの翼型も用いられており、これらの翼型につ
いての技術情報は、ニユーヨークのドーバー出版
社発行によるアボツト及びデーンホツフ共著の
「翼型理論（Theory of Wing Sectin）」に詳細
に開示されている。しかし、これらの公知の翼型
の特性は、近年特に高まつている回転翼航空機の
性能向上の要求に十分に適合するものではなく、
最近では、従来の翼型よりさらにすぐれた翼型を
開発する動きがあらわれている。たとえば、特公
昭56−42520号公報には、従来の翼型に比し最大
揚力係数及びドラグ発散マツハ数ともに増加した
翼型が開示されている。ドラグ発散マツハ数と
は、マツハ数の変化に対する抗力係数の変化が
0.1になるマツハ数として定義され、高速飛行特
性を判断する上で重要な量であり、この値が高い
ことは抗力の著しく増加を伴なわずに回転翼羽根
の対気速度を高め得ることを意味する。また特開
昭56−95799号公報には、上記特公昭56−42520号
公報に係る翼型よりもドラグ発散マツハ数がさら
に増加したヘリコプタ観点翼用の翼型が示されて
いる。 本発明は、上述したような従来公知の翼型に比
し低速時の最大揚力係数を低下させることなしに
ドラグ発散マツハ数を大巾に増加させることので
きる回転翼用の翼型を提供することを目的とす
る。 本発明の他の目的は最大翼厚と翼弦長との比で
定義される翼厚比が0.08から0.15の広い範囲にわ
たりすぐれた特性を示す翼型を提供することであ
る。 すなわち、本発明による回転翼用の翼型は、±
３％の範囲内で近似的に式 ｙ／c0＝ａ√0＋ｂ（ｘ／c0）＋ｃ（ｘ／c0
）2＋ｄ（ｘ／c0）3 で定義されるもので、此処にｙは翼型外形座標、
ｘは翼弦方向位置、C0は翼弦長をそれぞれ示し、
ａ、ｂ、ｃ、ｄは表１に示す値である。
【表】
【表】
このようにして定義される翼型は翼厚比0.12で
あり便宜上DKR−120と呼ぶ。 また、本発明の他の態様による回転翼用の翼型
は、前述の翼型と同様に近似的に上式で定義され
るものであるが、ａ、ｂ、ｃ、ｄは表２の値をと
る。
あり便宜上DKR−120と呼ぶ。 また、本発明の他の態様による回転翼用の翼型
は、前述の翼型と同様に近似的に上式で定義され
るものであるが、ａ、ｂ、ｃ、ｄは表２の値をと
る。
【表】
このようにして定義された翼型は翼厚比0.105
であり便宜上DKR−105と呼ぶ。 さらに、本発明の他の態様による回転翼の翼型
は、上述の式において係数ａ、ｂ、ｃ、ｄが次式
により定義されるものである。 ａ＝la（ｔ／c0）＋ma ｂ＝lb（ｔ／c0）＋mb ｃ＝lc（ｔ／c0）＋mc ｄ＝ld（ｔ／c0）＋md 但し、la、lb、lc、ld、ma、mb、mc、mdは表３
の値をとり、ｔは最大翼厚で0.08≦／c0≦0.150と
する。
であり便宜上DKR−105と呼ぶ。 さらに、本発明の他の態様による回転翼の翼型
は、上述の式において係数ａ、ｂ、ｃ、ｄが次式
により定義されるものである。 ａ＝la（ｔ／c0）＋ma ｂ＝lb（ｔ／c0）＋mb ｃ＝lc（ｔ／c0）＋mc ｄ＝ld（ｔ／c0）＋md 但し、la、lb、lc、ld、ma、mb、mc、mdは表３
の値をとり、ｔは最大翼厚で0.08≦／c0≦0.150と
する。
【表】
【表】
本発明による翼厚比0.08の翼型は、一例として
表４の値をとる。
表４の値をとる。
【表】
【表】
また表５、表６、表７は、それぞれ翼厚比
0.105、0.120、0.150の翼型の例を示すものであ
る。
0.105、0.120、0.150の翼型の例を示すものであ
る。
【表】
【表】
【表】
【表】
【表】
本発明による回転翼用翼型の代表的形状を第１
図に示す。図によつて明らかなように、この翼型
は、下面前縁部１の曲率が、前縁から約２％の弦
長の点まで比較的大きな値を保ち、その点より後
方では曲率が急激に減少し、また後縁部２では再
び増加する。最大翼厚位置３は30％弦長点より後
方にあり、この位置は翼厚比が小さくなるほど後
方になる。前縁半径ｒは比較的大きく、上面は約
85％から100％弦長点にわたる後縁部４が僅かに
凹んでいる。さらに後縁部５は有限な厚みを有す
る。 表４、５、６、７の翼型を第２図ａ，ｂ，ｃ，
ｄにそれぞれ示し、これらを便宜上DKR−080、
DKR−105、DKR−120、DKR−150と呼ぶ。第
３図はマツハ数0.4における最大揚力係数とドラ
グ発散マツハ数を示すもので、VR−12、VR−
13、VR−14は特開昭56−95799号発明に係る翼
型を、SC−1095は特公昭56−42520号に係る翼型
をそれぞれ示す。本発明による翼型はDKR−
150、DKR−120、DKR−105、DKR−080とし
てプロツトされており、ほぼDKR−xxとして示
された曲線上にある。他の点はそれぞれ他の公知
の翼型のもので、カツコ内の数字は翼厚比を％で
示している。図から知り得るように、本発明の回
転翼用翼型は従来の翼型に比し、著しく大きいド
ラグ発散マツハ数を示す。 第４図は本発明によるDKR−105翼型の最大揚
抗比を公知の翼型と対比して示すもので、この図
から明らかなように、本発明の翼型は公知の翼型
に比し高い最大揚抗比を示す。
図に示す。図によつて明らかなように、この翼型
は、下面前縁部１の曲率が、前縁から約２％の弦
長の点まで比較的大きな値を保ち、その点より後
方では曲率が急激に減少し、また後縁部２では再
び増加する。最大翼厚位置３は30％弦長点より後
方にあり、この位置は翼厚比が小さくなるほど後
方になる。前縁半径ｒは比較的大きく、上面は約
85％から100％弦長点にわたる後縁部４が僅かに
凹んでいる。さらに後縁部５は有限な厚みを有す
る。 表４、５、６、７の翼型を第２図ａ，ｂ，ｃ，
ｄにそれぞれ示し、これらを便宜上DKR−080、
DKR−105、DKR−120、DKR−150と呼ぶ。第
３図はマツハ数0.4における最大揚力係数とドラ
グ発散マツハ数を示すもので、VR−12、VR−
13、VR−14は特開昭56−95799号発明に係る翼
型を、SC−1095は特公昭56−42520号に係る翼型
をそれぞれ示す。本発明による翼型はDKR−
150、DKR−120、DKR−105、DKR−080とし
てプロツトされており、ほぼDKR−xxとして示
された曲線上にある。他の点はそれぞれ他の公知
の翼型のもので、カツコ内の数字は翼厚比を％で
示している。図から知り得るように、本発明の回
転翼用翼型は従来の翼型に比し、著しく大きいド
ラグ発散マツハ数を示す。 第４図は本発明によるDKR−105翼型の最大揚
抗比を公知の翼型と対比して示すもので、この図
から明らかなように、本発明の翼型は公知の翼型
に比し高い最大揚抗比を示す。
第１図は本発明による回転翼用翼型の代表的形
状を示し、第２図は翼厚比0.080、0.105、0.120、
0.150の翼型の例を示す図、第３図は本発明の翼
型の最大揚力係数とドラグ発散係数を他の翼型と
対比して示す図表、第４図は最大揚抗比を示す図
表である。
状を示し、第２図は翼厚比0.080、0.105、0.120、
0.150の翼型の例を示す図、第３図は本発明の翼
型の最大揚力係数とドラグ発散係数を他の翼型と
対比して示す図表、第４図は最大揚抗比を示す図
表である。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ ±３％の範囲内で近似的に次式により定義さ
れる回転翼用の翼型。 ｙ／c0＝ａ√0＋ｂ（ｘ／c0）＋ｃ（ｘ／c0
）2＋ｄ（ｘ／c0）3 此処に、 ｙは翼型外形座標、ｘは翼弦方向位置、c0は翼
弦長をそれぞれ示し、 ａ＝la（ｔ／c0）＋ma ｂ＝lb（ｔ／c0）＋mb ｃ＝lc（ｔ／c0）＋mc ｄ＝ld（ｔ／c0）＋md 但し、la、lb、lc、ld、ma、mb、mc、mdは次表
による。 【表】 【表】 また、ｔは最大翼厚で0.08≦ｔ／c0≦0.150とす
る。 ２ 次表で示される外形を有する特許請求の範囲
第１項記載の回転翼用の翼型。 【表】 【表】 ３ 次表で示される外形を有する特許請求の範囲
第１項記載の回転翼用の翼型。 【表】 【表】
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP859983A JPS59134096A (ja) | 1983-01-21 | 1983-01-21 | 回転翼用の翼型 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP859983A JPS59134096A (ja) | 1983-01-21 | 1983-01-21 | 回転翼用の翼型 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59134096A JPS59134096A (ja) | 1984-08-01 |
| JPS6317680B2 true JPS6317680B2 (ja) | 1988-04-14 |
Family
ID=11697428
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP859983A Granted JPS59134096A (ja) | 1983-01-21 | 1983-01-21 | 回転翼用の翼型 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS59134096A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH03122777U (ja) * | 1990-03-28 | 1991-12-13 |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4744728A (en) * | 1986-09-03 | 1988-05-17 | United Technologies Corporation | Helicopter blade airfoil |
| JP2728651B2 (ja) * | 1996-03-08 | 1998-03-18 | 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 |
| 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 |
| JP3051366B2 (ja) | 1997-10-23 | 2000-06-12 | 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 |
| JP3051398B1 (ja) | 1999-02-23 | 2000-06-12 | 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―ド用翼型およびヘリコプタブレ―ド |
-
1983
- 1983-01-21 JP JP859983A patent/JPS59134096A/ja active Granted
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH03122777U (ja) * | 1990-03-28 | 1991-12-13 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS59134096A (ja) | 1984-08-01 |
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