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
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Abstract
め要約のデータは記録されません。
Description
根に係り、より詳細には回転翼羽根の断面形状に関する
。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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
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
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。
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。
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−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。
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。
示したグラフ。
示したグラフ。
示したグラフ。
示したグラフ。
示したグラフ。
図。
角とマッハ数との関係を示したグラフ。
面図。
ラフ。
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
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