JP3544711B2 - 回転翼航空機の回転翼羽根 - Google Patents
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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、特にマッハ数が比較的低い領域で低い抵抗係数を有する回転翼航空機の回転翼羽根に関する。
【０００２】
【従来の技術】
一般に、回転翼航空機の回転翼羽根の断面形状として、ＮＡＣＡ（ＮＡＳＡ米航空宇宙局の前身）によって開発された翼型が広く採用されている。ＮＡＣＡの翼型の代表的なものとしては、ＮＡＣＡ００１２及びＮＡＣＡ２３０１２が知られている。
【０００３】
これに対して、本願出願人はより高い性能の翼型を提案した（特願平３−１３１４２８号参照）。この翼型は、ＮＡＣＡの翼型より高い最大揚力係数Ｃlmax及び零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddを有している。
【０００４】
図１１は、上記特願平３−１３１４２８の翼型（Ｕ８９６Ｈ−１０，Ｕ８９６Ｈ−１０ＵＲ，Ｕ８９６Ｈ−０８，Ｕ８９６Ｈ−０９，Ｕ８９６Ｈ−１２）の断面形状を示している。これらの翼型は、翼の約３０％弦長の座標点から約９０％弦長の座標点までを実質的に上下面対称な形状としていることにより、キャンバ翼型に不可避な頭下げ縦揺モーメントが小さい利点を有している。このことから回転翼航空機のピッチ角変角機構の荷重や回転時の縦揺モーメントの変化から生ずる振動を低減することができる。
【０００５】
図１２は、縦軸にマッハ数０．４における最大揚力係数Ｃlmax、横軸に零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddを示した翼型の性能比較図に、各種の翼型を示したものである。
【０００６】
図１２には、前記翼型ＮＡＣＡ００１２、ＮＡＣＡ２３０１２、特願平３−１３１４２８の翼型の性能を示す点が示されており、これらの点から明らかなように、特願平３−１３１４２８の翼型は翼型ＮＡＣＡ００１２、ＮＡＣＡ２３０１２に比べ、最大揚力係数または零揚力抵抗発散マッハ数が高く、これらの面で高性能ということができる。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、回転翼航空機の回転翼羽根では、内翼部（回転翼羽根の半径方向の基端部分）と外翼部（回転翼羽根の半径方向の先端部分）とは異なる気流条件の下で使用されるため、上記本願出願人が提案した従来の翼型を回転翼羽根の半径方向の全域で使用するのは適当でない場合がある。
【０００８】
回転翼羽根の内翼部は外翼部と比較して対気速度が小さく、使用マッハ数が全体に低い範囲であるため、内翼部に対する抵抗発散マッハ数の要求は緩和される。
【０００９】
また、低マッハ数領域では一般に翼型の最大揚力係数が大きいので、最大揚力係数に関する要求もある程度以上には必要としない。このため、回転翼羽根の内翼部では、最大揚力係数と抵抗発散マッハ数を大きくすることよりも、ホバリング飛行の主要な気流条件であるマッハ数０．６、揚力係数０．６付近での抵抗特性が重要となり、この気流条件での抵抗係数を小さくすることが要求される。
【００１０】
これに対して、特願平３−１３１４２８の翼型は、高い最大揚力係数Ｃlmaxまたは零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddを有しているものの、マッハ数０．６付近では０．６以上の揚力係数で抵抗係数が増加する傾向があり、回転翼羽根の内翼部の翼型としてはなお改良の余地があった。
【００１１】
そこで、本発明の目的は、マッハ数０．６と揚力係数０．６付近の抵抗係数が小さく、かつ、大きな最大揚力係数と抵抗発散マッハ数と小さな縦揺モーメントを有する断面形状の回転翼航空機の回転翼羽根を提供することにある。
【００１２】
【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、特願平３−１３１４２８に示された翼型Ｕ８９６Ｈ−１０を基本とし、翼上面の座標点については、翼厚を増し、最大翼厚位置を後退させ、曲率分布を中央部に集中させて最適化させたもの、さらに前記翼型の後縁部にはね上げを設けたものであり、具体的には本願請求項１ないし請求項４のいずれかに記載する断面形状を特徴とするものである。
【００１３】
【作用】
本発明では、翼下面の座標点については特願平３−１３１４２８に示された翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と基本的に同一な形状としているので、零揚力付近の抵抗発散マッハ数をある程度高い値に維持できる。
【００１４】
また、翼上面前縁座標点についても翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と基本的に同一な形状としているので、最大揚力係数もある程度高い値に維持できる。
【００１５】
一方、翼上面の座標点については、翼型Ｕ８９６Ｈ−１０に比べて翼厚が増したこと、最大翼厚が後退したこと、及び曲率分布が前縁部から中央部へ集中したことによって、前縁付近の負圧ピークが緩和され、マッハ数０．６、揚力係数０．６付近での抵抗削減が図れる。
【００１６】
さらに、翼上面の座標点については、後縁部の曲率を抑えたこと、翼後縁についてはね上げを設けたことにより、頭下げ縦揺モーメントも小さくなる。
【００１７】
上記各作用により、最大揚力係数及び抵抗発散マッハ数をある程度高い値に維持しつつ、マッハ数０．６および揚力係数０．６付近での抵抗が小さく、かつ、縦揺モーメントが小さい回転翼航空機の回転翼羽根を得ることができる。
【００１８】
【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。
【００１９】
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、回転翼航空機の回転翼羽根の外翼部と内翼部では使用される気流条件が異なるため、最初に回転翼航空機の回転翼羽根の翼型に要求される性能の一般について説明する。
【００２０】
図１は前進飛行中の回転翼航空機の回転翼羽根の外翼部及び内翼部に実際に作用する気流の迎角とマッハ数の関係を示したものである。
【００２１】
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。
【００２２】
図１のグラフ中の曲線Ａは、回転翼羽根の外翼部のａ、ａ′の大気に対する迎角とマッハ数の関係を経時的に示している。これに対して曲線Ｂは、回転翼羽根の内翼部のｂ、ｂ′の大気に対する迎角とマッハ数との経時的な関係を示している。
【００２３】
曲線Ａ，Ｂで示すように、回転翼羽根が方向Ｒに回転することから、翼が飛行方向Ｐに向かって移動しているとき、すなわち翼が位置ａ（外翼部）および位置ｂ（内翼部）に位置するときは対気速度は大きく、逆に翼が飛行方向Ｐと反対の方向に移動しているとき、すなわち翼が位置ａ′（外翼部）および位置ｂ′（内翼部）に位置するときは対気速度は小さい。
【００２４】
また、回転翼羽根の回転面全体で揚力の均衡をとるために、対気速度の大きい位置ａ，ｂでは動圧が大きいので迎角を小さく、対気速度の小さい位置ａ′、ｂ′では動圧が小さいので迎角を大きくする必要がある。
【００２５】
つまり、同一の翼型が曲線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ので、対気速度が大きく、迎角が小さい気流条件では、高マッハ数による抵抗増加を避け、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、迎角が大きい気流条件では、高迎角による失速を避けるために、翼は高い最大揚力係数を有することが必要である。
【００２６】
ここで、抵抗発散マッハ数とは、図２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超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２に示す点Ｃのように、抵抗係数Ｃｄとマッハ数Ｍとの関係を示す曲線の傾き（ｄＣｄ／ｄＭ）が０．１となる点のマッハ数をいう。
【００２７】
図３は前進速度のないホバリング飛行中の回転翼航空機の回転翼羽根の外翼部及び内翼部に実際に作用する気流の迎角とマッハ数の関係を示している。
【００２８】
図中矢印Ｒは回転翼羽根の回転方向を示している。図３のグラフ中の点Ａは回転翼羽根の外翼部の位置ａ，ａ′における大気に対する迎角とマッハ数の関係を示している。同様に、点Ｂは回転翼羽根の内翼部の位置ｂ，ｂ′の大気に対する迎角とマッハ数の関係を示している。
【００２９】
ホバリング飛行では前進飛行と異なり、迎角とマッハ数の関係は経時的に変化しない。従って、ホバリング性能向上には回転翼羽根の半径方向位置によって異なる気流条件の下で抵抗が小さいことが必要である。
【００３０】
また、回転翼航空機の回転翼羽根には縦揺モーメントの変化から生ずる振動やピッチ角変角機構の荷重を低減するためにあらゆる飛行条件において、縦揺れモーメントが小さいことが重要である。
【００３１】
次に、回転翼航空機の回転翼羽根の内翼部の翼型に要求される性能について以下に説明する。
【００３２】
回転翼羽根の内翼部は、前進飛行では上記図１のグラフから明らかなように、外翼部と比較して対気速度が小さい。このため抵抗発散マッハ数Ｍddに関する要求は緩和される。また、低マッハ数では最大揚力係数Ｃlmaxが大きいので、最大揚力係数Ｃlmaxに関する要求もある程度以上には必要としない。このことにより、回転翼羽根の内翼部の断面形状では、ホバリング飛行の主要な気流条件となるマッハ数０．６、揚力係数０．６付近での抵抗特性が重要となり、このときの抵抗係数が小さいことが要求される。
【００３３】
図４は回転翼航空機の回転翼羽根の内翼部の翼型として好適な本発明の第一の実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２の断面形状を示している。この翼型Ｕ９２６Ｈ−１２の翼前縁より１００％弦長の点までの断面形状は、基礎翼厚を１２％弦長として下記の表１によって規定されたものである。
【００３４】
ここで、図４に示すように、ＸU 、ＸL は翼の前縁からの距離、Ｃは翼弦長、ＹU は翼上面の翼弦Ｍからの垂直距離、ＹL は翼下面の翼弦Ｍからの垂直距離とする。
【００３５】
本実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２によれば、図４の領域Ｉの翼下面の形状については本願出願人が先に出願した特願平３−１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と基本的に同一な形状になっており、零揚力付近の抵抗発散マッハ数がある程度高い値に維持される。
【００３６】
また、図４の領域IIの翼上面前縁の形状についても上記翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と基本的に同一の形状になっており、最大揚力係数もある程度高い値に維持できる。
【００３７】
図４の領域III の翼上面の形状については、上記翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と比べて翼厚が増したこと、最大翼厚位置が後退したこと、及び曲率分布が前縁部から中央部へ集中したことによって、マッハ数０．６、揚力係数０．６付近の前縁付近の負圧ピークが緩和され、マッハ数０．６、揚力係数０．６付近での抵抗が小さくなっている。
【００３８】
さらに、図４の領域III の翼上面の後縁部の曲率を抑えたこと、図４の領域IVの翼後縁にはね上げを設けたことから、頭下げ縦揺モーメントを小さくすることができた。
【００３９】
この翼型Ｕ９２６Ｈ−１２のマッハ数０．６および揚力係数０．６での圧力分布については、図５の圧力分布図の曲線Ａに示すような圧力分布が得られることが確認された。
【００４０】
図５には、上記特願平３−１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０の圧力分布を曲線Ｂによって併記した。この従来の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０の圧力分布と比較して明らかなように、本実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２は前縁付近の負圧ピークが小さく、この前縁付近の負圧ピークの減少によってマッハ数０．６および揚力係数０．６付近での抵抗の低減を図ることができる。
【００４１】
図６はマッハ数０．６における揚力係数Ｃｌを縦軸に、抵抗係数Ｃｄを横軸にとった揚力−抵抗特性図であり、本実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２の揚力と抵抗特性の関係を曲線Ａ、上記特願平３−１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０の揚力と抵抗特性の関係を曲線Ｂでそれぞれ示している。図６から明らかなように、本実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２は、従来の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０に比べ、マッハ数０．６および揚力係数０．６以上で低い抵抗係数を有する。
【００４２】
図７は、縦軸にマッハ数０．４における最大揚力係数Ｃlmax、横軸に零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddを示した翼型の性能比較図である。
【００４３】
図中に翼型ＮＡＣＡ００１２、ＮＡＣＡ２３０１２、特願平３−１３１４２８の翼型（Ｕ８９６Ｈ−１０、Ｕ８９６−１０ＵＲ、Ｕ８９６Ｈ−０８、Ｕ８９６Ｈ−０９、Ｕ８９６Ｈ１２）、本実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２の性能を示す点を示している。
【００４４】
図７に示すように、翼型Ｕ９２６Ｈ−１２は特願平３−１３１４２８の翼型に比べて最大揚力係数または零揚力抵抗発散マッハ数が低いものの、翼型ＮＡＣＡ００１２、ＮＡＣＡ２３０１２に比べて最大揚力係数または零揚力抵抗発散マッハ数が高い。すなわち、本実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２は、特願平３−１３１４２８の翼型の特徴である高い最大揚力係数と抵抗発散マッハ数をある程度維持しているということができる。
【００４５】
また、翼上面の後縁部の曲率を抑えたこと、翼後縁についてはね上げを設けたことによって、頭下げ縦揺モーメントも小さく、特願平３−１３１４２８に示された翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と同程度である。
【００４６】
図８は本発明の第二の実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２ＵＲの断面形状を示している。
【００４７】
本実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２ＵＲは、翼の前縁から９５％弦長の点に至るまでの部分は上記翼型Ｕ９２６Ｈ−１２と同一形状を有している。しかし、本実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２ＵＲは、第一実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２と比べて翼の後縁が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、本実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２ＵＲの縦揺モーメントをマッハ数０．６、零揚力の気流条件下で実質的に０にしている。
【００４８】
上記翼型Ｕ９２６Ｈ−１２ＵＲの断面形状は、基礎翼厚を１２％弦長として下記の表２によって規定されている。
【００４９】
図９は本発明の第三実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−０８の断面形状、図１０は本発明の第四実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１０の断面形状をそれぞれ示している。
【００５０】
上記翼型Ｕ９２６Ｈ−０８とＵ９２６Ｈ−１０は、上記表１に示す第一実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２のＹU 、ＹL にそれぞれ係数８／１２と１０／１２を乗じた断面形状を有している。
【００５１】
上記翼型Ｕ９２６Ｈ−１２，翼型Ｕ９２６Ｈ−１２ＵＲ，Ｕ９２６Ｈ−０８，Ｕ９２６Ｈ−１０はそれぞれ、後縁付近に微少なはね上げを付加することによって（たとえば翼型Ｕ９２６Ｈ−１２ＵＲでは約０．３％弦長）、実質的に縦揺モーメントが０の翼型、さらには頭上げモーメントを発生する翼型をも得ることができるようにしたものである。逆に、ある程度の頭下げ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、一層大きい最大揚力係数を有する翼型を得ることができる。
【００５２】
また、上記翼型Ｕ９２６Ｈ−０８，Ｕ９２６Ｈ−１０は、翼型Ｕ９２６Ｈ−１２の翼面のＹ座標にそれぞれ係数８／１２と１０／１２を乗ずることにより得られるが、前記係数は上記の２つの値に限られることなく、５／１２ないし１５／１２の任意な値を乗じることができる。
【００５３】
さらに、翼型Ｕ９２６Ｈ−１２ＵＲの翼面のＹ座標に所定の係数を乗じることにより、上述した本発明による諸翼型と同様な性能の翼型を得ることができる。
【００５４】
【発明の効果】
上記の説明から明らかなように、本発明による翼型は、翼下面と翼前縁の形状によって零揚力付近の抵抗発散マッハ数と最大揚力係数を高い値に維持し、翼上面の主要部については、最大翼厚位置を後退させたこと、及び曲率分布を中央部へ集中させたことにより、マッハ数０．６、揚力係数０．６付近の抵抗係数の減少を図ることができた。
【００５５】
また、本発明による翼型は、上記翼の主要部の形状とはね上げを設けた翼の後縁部の形状を組み合わせることにより、実質的に縦揺モーメントを０の翼型、もしくは頭上げモーメントを発生する翼型をも容易に得ることができる。
【００５６】
さらに、本発明によれば、翼型の後縁付近に微少なはね上げ、下げ、及び翼弦から翼面までの距離に係数を乗じ翼厚を調整することにより、回転翼羽根の各半径方向位置に最適な性能、特性を有する翼型群からなる回転翼航空機の回転翼羽根を得ることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】前進飛行中の回転翼航空機の回転翼羽根の外翼部及び内翼部に作用する気流の迎角とマッハ数の関係を示した図。
【図２】マッハ数と抵抗係数の関係を示したグラフ。
【図３】ホバリング中の回転翼航空機の回転翼羽根の外翼部及び内翼部に作用する気流の迎角とマッハ数の関係を示した図。
【図４】本発明の第一実施例による翼型の断面形状を示したグラフ。
【図５】本発明の第一実施例の翼型の圧力分布と従来の翼型の圧力分布とを比較したグラフ。
【図６】本発明の第一実施例の翼型の揚力係数と従来の翼型の圧力分布とを比較したグラフ。
【図７】縦軸にマッハ数０．４における最大揚力係数Ｃlmax、横軸に零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddを示した翼型の性能比較図。
【図８】本発明の第二実施例による翼型の断面形状を示したグラフ。
【図９】本発明の第三実施例による翼型の断面形状を示したグラフ。
【図１０】本発明の第四実施例による翼型の断面形状を示したグラフ。
【図１１】従来の翼型の断面形状を示したグラフ。
【図１２】縦軸にマッハ数０．４における最大揚力係数Ｃlmax、横軸に零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddを示した翼型の性能比較図。
【符号の説明】
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
ＹU 翼上面の翼弦からの垂直距離
ＹL 翼下面の翼弦からの垂直距離
Ｕ９２６Ｈ−１２ 本発明の第一実施例の翼型
Ｕ９２６Ｈ−１２ＵＲ 本発明の第二実施例の翼型
Ｕ９２６Ｈ−０８ 本発明の第三実施例の翼型
Ｕ９２６Ｈ−１０ 本発明の第四実施例の翼型
【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、特にマッハ数が比較的低い領域で低い抵抗係数を有する回転翼航空機の回転翼羽根に関する。
【０００２】
【従来の技術】
一般に、回転翼航空機の回転翼羽根の断面形状として、ＮＡＣＡ（ＮＡＳＡ米航空宇宙局の前身）によって開発された翼型が広く採用されている。ＮＡＣＡの翼型の代表的なものとしては、ＮＡＣＡ００１２及びＮＡＣＡ２３０１２が知られている。
【０００３】
これに対して、本願出願人はより高い性能の翼型を提案した（特願平３−１３１４２８号参照）。この翼型は、ＮＡＣＡの翼型より高い最大揚力係数Ｃlmax及び零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddを有している。
【０００４】
図１１は、上記特願平３−１３１４２８の翼型（Ｕ８９６Ｈ−１０，Ｕ８９６Ｈ−１０ＵＲ，Ｕ８９６Ｈ−０８，Ｕ８９６Ｈ−０９，Ｕ８９６Ｈ−１２）の断面形状を示している。これらの翼型は、翼の約３０％弦長の座標点から約９０％弦長の座標点までを実質的に上下面対称な形状としていることにより、キャンバ翼型に不可避な頭下げ縦揺モーメントが小さい利点を有している。このことから回転翼航空機のピッチ角変角機構の荷重や回転時の縦揺モーメントの変化から生ずる振動を低減することができる。
【０００５】
図１２は、縦軸にマッハ数０．４における最大揚力係数Ｃlmax、横軸に零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddを示した翼型の性能比較図に、各種の翼型を示したものである。
【０００６】
図１２には、前記翼型ＮＡＣＡ００１２、ＮＡＣＡ２３０１２、特願平３−１３１４２８の翼型の性能を示す点が示されており、これらの点から明らかなように、特願平３−１３１４２８の翼型は翼型ＮＡＣＡ００１２、ＮＡＣＡ２３０１２に比べ、最大揚力係数または零揚力抵抗発散マッハ数が高く、これらの面で高性能ということができる。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、回転翼航空機の回転翼羽根では、内翼部（回転翼羽根の半径方向の基端部分）と外翼部（回転翼羽根の半径方向の先端部分）とは異なる気流条件の下で使用されるため、上記本願出願人が提案した従来の翼型を回転翼羽根の半径方向の全域で使用するのは適当でない場合がある。
【０００８】
回転翼羽根の内翼部は外翼部と比較して対気速度が小さく、使用マッハ数が全体に低い範囲であるため、内翼部に対する抵抗発散マッハ数の要求は緩和される。
【０００９】
また、低マッハ数領域では一般に翼型の最大揚力係数が大きいので、最大揚力係数に関する要求もある程度以上には必要としない。このため、回転翼羽根の内翼部では、最大揚力係数と抵抗発散マッハ数を大きくすることよりも、ホバリング飛行の主要な気流条件であるマッハ数０．６、揚力係数０．６付近での抵抗特性が重要となり、この気流条件での抵抗係数を小さくすることが要求される。
【００１０】
これに対して、特願平３−１３１４２８の翼型は、高い最大揚力係数Ｃlmaxまたは零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddを有しているものの、マッハ数０．６付近では０．６以上の揚力係数で抵抗係数が増加する傾向があり、回転翼羽根の内翼部の翼型としてはなお改良の余地があった。
【００１１】
そこで、本発明の目的は、マッハ数０．６と揚力係数０．６付近の抵抗係数が小さく、かつ、大きな最大揚力係数と抵抗発散マッハ数と小さな縦揺モーメントを有する断面形状の回転翼航空機の回転翼羽根を提供することにある。
【００１２】
【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、特願平３−１３１４２８に示された翼型Ｕ８９６Ｈ−１０を基本とし、翼上面の座標点については、翼厚を増し、最大翼厚位置を後退させ、曲率分布を中央部に集中させて最適化させたもの、さらに前記翼型の後縁部にはね上げを設けたものであり、具体的には本願請求項１ないし請求項４のいずれかに記載する断面形状を特徴とするものである。
【００１３】
【作用】
本発明では、翼下面の座標点については特願平３−１３１４２８に示された翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と基本的に同一な形状としているので、零揚力付近の抵抗発散マッハ数をある程度高い値に維持できる。
【００１４】
また、翼上面前縁座標点についても翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と基本的に同一な形状としているので、最大揚力係数もある程度高い値に維持できる。
【００１５】
一方、翼上面の座標点については、翼型Ｕ８９６Ｈ−１０に比べて翼厚が増したこと、最大翼厚が後退したこと、及び曲率分布が前縁部から中央部へ集中したことによって、前縁付近の負圧ピークが緩和され、マッハ数０．６、揚力係数０．６付近での抵抗削減が図れる。
【００１６】
さらに、翼上面の座標点については、後縁部の曲率を抑えたこと、翼後縁についてはね上げを設けたことにより、頭下げ縦揺モーメントも小さくなる。
【００１７】
上記各作用により、最大揚力係数及び抵抗発散マッハ数をある程度高い値に維持しつつ、マッハ数０．６および揚力係数０．６付近での抵抗が小さく、かつ、縦揺モーメントが小さい回転翼航空機の回転翼羽根を得ることができる。
【００１８】
【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。
【００１９】
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、回転翼航空機の回転翼羽根の外翼部と内翼部では使用される気流条件が異なるため、最初に回転翼航空機の回転翼羽根の翼型に要求される性能の一般について説明する。
【００２０】
図１は前進飛行中の回転翼航空機の回転翼羽根の外翼部及び内翼部に実際に作用する気流の迎角とマッハ数の関係を示したものである。
【００２１】
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。
【００２２】
図１のグラフ中の曲線Ａは、回転翼羽根の外翼部のａ、ａ′の大気に対する迎角とマッハ数の関係を経時的に示している。これに対して曲線Ｂは、回転翼羽根の内翼部のｂ、ｂ′の大気に対する迎角とマッハ数との経時的な関係を示している。
【００２３】
曲線Ａ，Ｂで示すように、回転翼羽根が方向Ｒに回転することから、翼が飛行方向Ｐに向かって移動しているとき、すなわち翼が位置ａ（外翼部）および位置ｂ（内翼部）に位置するときは対気速度は大きく、逆に翼が飛行方向Ｐと反対の方向に移動しているとき、すなわち翼が位置ａ′（外翼部）および位置ｂ′（内翼部）に位置するときは対気速度は小さい。
【００２４】
また、回転翼羽根の回転面全体で揚力の均衡をとるために、対気速度の大きい位置ａ，ｂでは動圧が大きいので迎角を小さく、対気速度の小さい位置ａ′、ｂ′では動圧が小さいので迎角を大きくする必要がある。
【００２５】
つまり、同一の翼型が曲線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ので、対気速度が大きく、迎角が小さい気流条件では、高マッハ数による抵抗増加を避け、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、迎角が大きい気流条件では、高迎角による失速を避けるために、翼は高い最大揚力係数を有することが必要である。
【００２６】
ここで、抵抗発散マッハ数とは、図２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超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２に示す点Ｃのように、抵抗係数Ｃｄとマッハ数Ｍとの関係を示す曲線の傾き（ｄＣｄ／ｄＭ）が０．１となる点のマッハ数をいう。
【００２７】
図３は前進速度のないホバリング飛行中の回転翼航空機の回転翼羽根の外翼部及び内翼部に実際に作用する気流の迎角とマッハ数の関係を示している。
【００２８】
図中矢印Ｒは回転翼羽根の回転方向を示している。図３のグラフ中の点Ａは回転翼羽根の外翼部の位置ａ，ａ′における大気に対する迎角とマッハ数の関係を示している。同様に、点Ｂは回転翼羽根の内翼部の位置ｂ，ｂ′の大気に対する迎角とマッハ数の関係を示している。
【００２９】
ホバリング飛行では前進飛行と異なり、迎角とマッハ数の関係は経時的に変化しない。従って、ホバリング性能向上には回転翼羽根の半径方向位置によって異なる気流条件の下で抵抗が小さいことが必要である。
【００３０】
また、回転翼航空機の回転翼羽根には縦揺モーメントの変化から生ずる振動やピッチ角変角機構の荷重を低減するためにあらゆる飛行条件において、縦揺れモーメントが小さいことが重要である。
【００３１】
次に、回転翼航空機の回転翼羽根の内翼部の翼型に要求される性能について以下に説明する。
【００３２】
回転翼羽根の内翼部は、前進飛行では上記図１のグラフから明らかなように、外翼部と比較して対気速度が小さい。このため抵抗発散マッハ数Ｍddに関する要求は緩和される。また、低マッハ数では最大揚力係数Ｃlmaxが大きいので、最大揚力係数Ｃlmaxに関する要求もある程度以上には必要としない。このことにより、回転翼羽根の内翼部の断面形状では、ホバリング飛行の主要な気流条件となるマッハ数０．６、揚力係数０．６付近での抵抗特性が重要となり、このときの抵抗係数が小さいことが要求される。
【００３３】
図４は回転翼航空機の回転翼羽根の内翼部の翼型として好適な本発明の第一の実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２の断面形状を示している。この翼型Ｕ９２６Ｈ−１２の翼前縁より１００％弦長の点までの断面形状は、基礎翼厚を１２％弦長として下記の表１によって規定されたものである。
【００３４】
【００３５】
本実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２によれば、図４の領域Ｉの翼下面の形状については本願出願人が先に出願した特願平３−１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と基本的に同一な形状になっており、零揚力付近の抵抗発散マッハ数がある程度高い値に維持される。
【００３６】
また、図４の領域IIの翼上面前縁の形状についても上記翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と基本的に同一の形状になっており、最大揚力係数もある程度高い値に維持できる。
【００３７】
図４の領域III の翼上面の形状については、上記翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と比べて翼厚が増したこと、最大翼厚位置が後退したこと、及び曲率分布が前縁部から中央部へ集中したことによって、マッハ数０．６、揚力係数０．６付近の前縁付近の負圧ピークが緩和され、マッハ数０．６、揚力係数０．６付近での抵抗が小さくなっている。
【００３８】
さらに、図４の領域III の翼上面の後縁部の曲率を抑えたこと、図４の領域IVの翼後縁にはね上げを設けたことから、頭下げ縦揺モーメントを小さくすることができた。
【００３９】
この翼型Ｕ９２６Ｈ−１２のマッハ数０．６および揚力係数０．６での圧力分布については、図５の圧力分布図の曲線Ａに示すような圧力分布が得られることが確認された。
【００４０】
図５には、上記特願平３−１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０の圧力分布を曲線Ｂによって併記した。この従来の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０の圧力分布と比較して明らかなように、本実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２は前縁付近の負圧ピークが小さく、この前縁付近の負圧ピークの減少によってマッハ数０．６および揚力係数０．６付近での抵抗の低減を図ることができる。
【００４１】
図６はマッハ数０．６における揚力係数Ｃｌを縦軸に、抵抗係数Ｃｄを横軸にとった揚力−抵抗特性図であり、本実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２の揚力と抵抗特性の関係を曲線Ａ、上記特願平３−１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０の揚力と抵抗特性の関係を曲線Ｂでそれぞれ示している。図６から明らかなように、本実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２は、従来の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０に比べ、マッハ数０．６および揚力係数０．６以上で低い抵抗係数を有する。
【００４２】
図７は、縦軸にマッハ数０．４における最大揚力係数Ｃlmax、横軸に零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddを示した翼型の性能比較図である。
【００４３】
図中に翼型ＮＡＣＡ００１２、ＮＡＣＡ２３０１２、特願平３−１３１４２８の翼型（Ｕ８９６Ｈ−１０、Ｕ８９６−１０ＵＲ、Ｕ８９６Ｈ−０８、Ｕ８９６Ｈ−０９、Ｕ８９６Ｈ１２）、本実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２の性能を示す点を示している。
【００４４】
図７に示すように、翼型Ｕ９２６Ｈ−１２は特願平３−１３１４２８の翼型に比べて最大揚力係数または零揚力抵抗発散マッハ数が低いものの、翼型ＮＡＣＡ００１２、ＮＡＣＡ２３０１２に比べて最大揚力係数または零揚力抵抗発散マッハ数が高い。すなわち、本実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２は、特願平３−１３１４２８の翼型の特徴である高い最大揚力係数と抵抗発散マッハ数をある程度維持しているということができる。
【００４５】
また、翼上面の後縁部の曲率を抑えたこと、翼後縁についてはね上げを設けたことによって、頭下げ縦揺モーメントも小さく、特願平３−１３１４２８に示された翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と同程度である。
【００４６】
図８は本発明の第二の実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２ＵＲの断面形状を示している。
【００４７】
本実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２ＵＲは、翼の前縁から９５％弦長の点に至るまでの部分は上記翼型Ｕ９２６Ｈ−１２と同一形状を有している。しかし、本実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２ＵＲは、第一実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２と比べて翼の後縁が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、本実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２ＵＲの縦揺モーメントをマッハ数０．６、零揚力の気流条件下で実質的に０にしている。
【００４８】
上記翼型Ｕ９２６Ｈ−１２ＵＲの断面形状は、基礎翼厚を１２％弦長として下記の表２によって規定されている。
【００４９】
【００５０】
上記翼型Ｕ９２６Ｈ−０８とＵ９２６Ｈ−１０は、上記表１に示す第一実施例の翼型Ｕ９２６Ｈ−１２のＹU 、ＹL にそれぞれ係数８／１２と１０／１２を乗じた断面形状を有している。
【００５１】
上記翼型Ｕ９２６Ｈ−１２，翼型Ｕ９２６Ｈ−１２ＵＲ，Ｕ９２６Ｈ−０８，Ｕ９２６Ｈ−１０はそれぞれ、後縁付近に微少なはね上げを付加することによって（たとえば翼型Ｕ９２６Ｈ−１２ＵＲでは約０．３％弦長）、実質的に縦揺モーメントが０の翼型、さらには頭上げモーメントを発生する翼型をも得ることができるようにしたものである。逆に、ある程度の頭下げ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、一層大きい最大揚力係数を有する翼型を得ることができる。
【００５２】
また、上記翼型Ｕ９２６Ｈ−０８，Ｕ９２６Ｈ−１０は、翼型Ｕ９２６Ｈ−１２の翼面のＹ座標にそれぞれ係数８／１２と１０／１２を乗ずることにより得られるが、前記係数は上記の２つの値に限られることなく、５／１２ないし１５／１２の任意な値を乗じることができる。
【００５３】
さらに、翼型Ｕ９２６Ｈ−１２ＵＲの翼面のＹ座標に所定の係数を乗じることにより、上述した本発明による諸翼型と同様な性能の翼型を得ることができる。
【００５４】
【発明の効果】
上記の説明から明らかなように、本発明による翼型は、翼下面と翼前縁の形状によって零揚力付近の抵抗発散マッハ数と最大揚力係数を高い値に維持し、翼上面の主要部については、最大翼厚位置を後退させたこと、及び曲率分布を中央部へ集中させたことにより、マッハ数０．６、揚力係数０．６付近の抵抗係数の減少を図ることができた。
【００５５】
また、本発明による翼型は、上記翼の主要部の形状とはね上げを設けた翼の後縁部の形状を組み合わせることにより、実質的に縦揺モーメントを０の翼型、もしくは頭上げモーメントを発生する翼型をも容易に得ることができる。
【００５６】
さらに、本発明によれば、翼型の後縁付近に微少なはね上げ、下げ、及び翼弦から翼面までの距離に係数を乗じ翼厚を調整することにより、回転翼羽根の各半径方向位置に最適な性能、特性を有する翼型群からなる回転翼航空機の回転翼羽根を得ることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】前進飛行中の回転翼航空機の回転翼羽根の外翼部及び内翼部に作用する気流の迎角とマッハ数の関係を示した図。
【図２】マッハ数と抵抗係数の関係を示したグラフ。
【図３】ホバリング中の回転翼航空機の回転翼羽根の外翼部及び内翼部に作用する気流の迎角とマッハ数の関係を示した図。
【図４】本発明の第一実施例による翼型の断面形状を示したグラフ。
【図５】本発明の第一実施例の翼型の圧力分布と従来の翼型の圧力分布とを比較したグラフ。
【図６】本発明の第一実施例の翼型の揚力係数と従来の翼型の圧力分布とを比較したグラフ。
【図７】縦軸にマッハ数０．４における最大揚力係数Ｃlmax、横軸に零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddを示した翼型の性能比較図。
【図８】本発明の第二実施例による翼型の断面形状を示したグラフ。
【図９】本発明の第三実施例による翼型の断面形状を示したグラフ。
【図１０】本発明の第四実施例による翼型の断面形状を示したグラフ。
【図１１】従来の翼型の断面形状を示したグラフ。
【図１２】縦軸にマッハ数０．４における最大揚力係数Ｃlmax、横軸に零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddを示した翼型の性能比較図。
【符号の説明】
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
ＹU 翼上面の翼弦からの垂直距離
ＹL 翼下面の翼弦からの垂直距離
Ｕ９２６Ｈ−１２ 本発明の第一実施例の翼型
Ｕ９２６Ｈ−１２ＵＲ 本発明の第二実施例の翼型
Ｕ９２６Ｈ−０８ 本発明の第三実施例の翼型
Ｕ９２６Ｈ−１０ 本発明の第四実施例の翼型
Claims (4)
- 回転翼航空機の回転翼羽根の断面形状において、基礎翼厚を１２％弦長とし、翼前縁から約９０％弦長までの部分を下記の表に規定された断面形状としたことを特徴とする回転翼航空機の回転翼羽根。
- 翼前縁から約９５％弦長の点における翼上面の翼弦からの垂直距離を０．６９２％弦長、翼下面の翼弦からの垂直距離を−０．８３８弦長とし、
翼前縁から約１００％弦長の点における翼上面の翼弦からの垂直距離を０．１５０％弦長、翼下面の翼弦からの垂直距離を−０．１５０％弦長としたはね上げ部を設けたことを特徴とする請求項１に記載の回転翼航空機の回転翼羽根。 - 翼前縁から約９５％弦長の点における翼上面の翼弦からの垂直距離を０．６９２％弦長、翼下面の翼弦からの垂直距離を−０．８３８％弦長とし、
翼前縁から約１００％弦長の点における翼上面の翼弦からの垂直距離を０．４７１％弦長とし、翼下面の翼弦からの垂直距離を−０．１７１％弦長としたはね上げ部を設けたことを特徴とする請求項１に記載の回転翼航空機の回転翼羽根。 - 請求項２または請求項３に記載の翼前縁から各弦長の点における翼上面および翼下面の翼弦からの垂直距離にそれぞれ所定の係数を乗じた断面形状を有することを特徴とする回転翼航空機の回転翼羽根。
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