(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
回転翼航空機の回転翼羽根において、基礎翼厚を１０％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。
0003722961.tif 000003
【請求項２】
翼前縁から約９５％弦長の点から１００％弦長の点までの部分に、翼型中心線の接線が翼弦に対して−３°ないし＋６°の傾斜角を有する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３】
請求項１または請求項２に記載の翼前縁から各距離の点における翼弦から翼上面および翼下面まで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。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、回転翼航空機の回転翼羽根に係り、特に最大揚力係数、抵抗発散マッハ数等によって評価される回転翼羽根の基本性能を高いレベルで維持しつつ、先行する回転翼羽根の翼端渦に後続する回転翼羽根が干渉することによって生じる騒音を低減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きた。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、本願出願人は先に特願平３−１３１４２８号出願により、回転翼航空機の翼型としてより高性能な翼型を提案した。この翼型は、上記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を有しているものであった。
【０００４】
図１０は、上記特願平３−１３１４２８の翼型のうち、Ｕ８９６Ｈ−１０，Ｕ８９６Ｈ−１０ＵＲ，Ｕ８９６Ｈ−０８，Ｕ８９６Ｈ−０９，Ｕ８９６Ｈ−１２という翼型の断面形状を示している。これらの翼型は、翼前縁から約３０％弦長の点までの部分を正キャンバーの形状とし、翼の約３０％弦長の点から約９０％弦長の点までの部分を実質的に上下面対称な形状としている。これら翼型は、上記断面形状により、最大揚力係数Ｃlmaxを大きくし、かつ対気速度が大きく（この条件を以下「高マッハ数」の状態ということにする）、迎角が小さい（揚力係数が零となる条件が客観的な評価に好都合であるので、揚力係数が零となる条件を基準にする。この条件を以下「零揚力係数」ということにする）という条件で、零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddを大きくすることができる。
【０００５】
図１１に、上記特願平３−１３１４２８の翼型とＮＡＣＡの翼型の最大揚力係数Ｃlmaxと零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddを比較したグラフを示す。
【０００６】
図１１のグラフは、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、座標面上に各翼型をプロットしたものである。回転翼航空機の回転翼羽根としては、揚力が大きくかつ抵抗が小さい翼型、すなわち、最大揚力係数Ｃlmaxが大きくかつ零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddが大きい翼型が高性能の翼型ということができる。
【０００７】
図１１のグラフに示すように、特願平３−１３１４２８の翼型は翼型ＮＡＣＡ００１２、ＮＡＣＡ２３０１２に比べ、最大揚力係数Ｃlmaxまたは零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddが高く、高性能な翼型であるということができる。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、回転航空機が着陸のため降下する時は、図１２に模式的に示すように、先行する回転翼羽根の翼端渦に後続する回転翼羽根が干渉・衝突することがある。
【０００９】
上記先行する回転翼羽根によって引き起される翼端渦は渦状の速度場を誘起し、後続回転翼羽根がこれと干渉・衝突する時に後続回転翼羽根が回転翼航空機の前進方向側にあると、渦状速度場との相乗効果によって後続回転翼羽根が高マッハ数かつ高揚力係数の気流状態に置かれる。図１３に後続回転翼羽根が高マッハ数かつ高揚力係数に置かれる様子を示す。
【００１０】
高マッハ数かつ高揚力係数状態では、衝撃波の発生と成長を原因とする失速が生じ、回転翼羽根表面の圧力が急激に変化して大きな騒音を発生する。このようにして発生する騒音は回転翼羽根／渦干渉騒音と呼ばれ、回転翼航空機の降下中に地域住民に与える騒音の大部分を占めている。
【００１１】
本願出願人が先に提案した特願平３−１３１４２８の翼型は高マッハ数かつ零揚力係数状態において著しい抵抗の低減を達成するため、この状態での衝撃波の発生と成長の抑制を実現しているが、高マッハ数かつ高揚力状態における回転翼羽根／渦干渉騒音の低減についてはなお改善の余地があった。
【００１２】
回転翼羽根／渦干渉騒音は回転翼羽根の翼面の衝撃失速によるところが大きい。一般に、迎角を一定にして一様流のマッハ数を増加させていくと、回転翼羽根表面に衝撃波が発生し、さらに成長して局所マッハ数ピークが高くなり、回転翼羽根の表面の流れが不安定となる。そして局所マッハ数が所定の値を超えると衝撃失速を生じる。図１４に衝撃失速が生じるまでの様子を示す。
【００１３】
翼型の衝撃失速に対する性能の評価として衝撃失速境界がある。図１５は縦軸に揚力係数Ｃｌ、横軸に一様流のマッハ数をとり、衝撃失速境界を示したものである。
【００１４】
図１５から明らかなように、回転翼羽根／渦干渉騒音の低減のためには、衝撃失速を抑制すること、すなわち局所マッハ数ピークを抑制することが要求される。
【００１５】
特願平３−１３１４２８の翼型は、高マッハ数かつ零揚力係数における局所マッハ数ピークの抑制を効果的に行っている。しかし、高マッハ数かつ高揚力係数状態（マッハ数：０．６〜０．８、揚力係数：１．０〜０．６）における局所マッハ数ピークの抑制にはなお改良の余地があった。
【００１６】
そこで、本発明が解決しようとする課題は、マッハ数０．６〜０．８、揚力係数１．０〜０．６付近の局所マッハ数ピークを抑制し、衝撃失速を起こしにくくすることにより、回転翼羽根／渦干渉騒音の低減を実現し、かつ、高い翼型性能を有する回転翼航空機の回転翼羽根を提供することにある。
【００１７】
【課題を解決するための手段】
上記課題を解決するために、本発明による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を基本として軽減アフト・キャンバーをつけ、最小限の縦揺モーメント特性を有するようにドループを緩和するとともに、後縁で著しい剥離を生じない程度にはね上げを設けたものである。具体的には特許請求の範囲の請求項１ないし３に記載する翼断面形状を有するものである。なお、軽減アフト・キャンバーを図１６に示す。
【００１８】
アフト・キャンバーの作用、すなわちアフト・キャンバーを設けたことによる局所マッハ数の分布の変化を図１７に示す。
【００１９】
図１７に示すように、アフト・キャンバーの適用により、遷音速領域で翼型上面の超音速部分が翼後縁にまで引き伸ばされ、その効果により翼型上面の局所マッハ数ピークが下げられ、衝撃失速が抑制される。
【００２０】
本発明による翼型は、アフト・キャンバーとして図１６に示すように、最大キャンバー位置を完全にスーパー・クリティカル翼型のアフト・キャンバーのそれよりも前方である７０％弦長の点に位置させ、２５％弦長と最大キャンバー位置間のモーメント・アームを短くした軽減アフト・キャンバーを採用している。この軽減アフト・キャンバーの採用は、上述した局所マッハ数ピークの引き下げを可能にするとともに、縦揺モーメントの増加を抑制することができる。
【００２１】
また、本発明による回転翼羽根において、翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と比較して最大揚力係数と同時に縦揺モーメントも増加させるドループ（翼型の前縁形状における頭下げ形状）を緩和したこと、すなわち翼型の前縁形状の頭下げ形状を少なくしたこと、及び翼型後縁で下向きの空気力を発生して翼型に頭上げの縦揺モーメントを付与する効果があるはね上げをつけたことによって、縦揺モーメントの増加をさらに抑制することができる。
【００２２】
上記諸作用により、本発明は従来の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０を基本として、その特長である高い零揚力抵抗係数と最大揚力係数を同等に維持しつつ、衝撃失速を起こりにくくする一方、縦揺モーメントも同等に維持した回転翼航空機の回転翼羽根を提供することができる。
【００２３】
【発明の実施の形態】
以下本発明の実施の形態について添付の図面を参照して説明する。
本発明の目的は、回転翼羽根／渦干渉騒音の低減のため、衝撃失速を起こりにくくする点にあるが、回転翼航空機の翼型に要求される基本性能である零揚力抵抗発散マッハ数、最大揚力係数、縦揺れモーメントとの高レベルでのバランスにも配慮している。最初にこれらの翼型性能について説明する。
［零揚力抵抗発散マッハ数と最大揚力係数］
図９は飛行中の回転翼航空機の回転翼羽根の先端部及び中央部に作用する気流の迎角αとマッハ数Ｍ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。迎角αとマッハ数Ｍの関係を示すグラフでは、縦軸に迎角α、横軸にマッハ数Ｍをとり、曲線Ａは回転翼羽根の先端部ａ，ａ′、曲線Ｂは回転翼羽根の中央部ｂ，ｂ′のそれぞれの気流に対する迎角αとマッハ数Ｍの関係を経時的に示している。
【００２４】
曲線Ａ，Ｂからもわかるように、回転翼羽根に作用する迎角とマッハ数は、飛行中に回転翼羽根が方向Ｒに回転することと、回転翼羽根の回転面が回転航空機の飛行方向Ｐに傾斜していることにより、回転翼羽根が回転翼航空機の進行方向Ｐに向かって移動しているときは対気速度（マッハ数Ｍ）が大きく、迎角αが小さい。一方、回転翼羽根が回転航空機の進行方向Ｐと反対の方向に向かって移動しているときは、対気速度（マッハ数Ｍ）は小さく、迎角αは大きい。
【００２５】
上述したような気流条件中で作用するため、回転翼羽根の翼型の性能は、対気速度（マッハ数Ｍ）が大きく迎角αが小さいときにおける抵抗と、対気速度（マッハ数Ｍ）が小さく迎角αが大きいときにおける揚力とにより第一義的に評価される。
【００２６】
高マッハ数かつ低迎角における抵抗の評価は零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddの高低を用いて行う。零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddは、一般に抵抗係数Ｃd がマッハ数Ｍの増加とともに急激に増加する性質を有していることにより、Ｃd とＭの関係を示す曲線の傾きｄ（Ｃd ）／ｄ（Ｍ）が０．１となるマッハ数をいう。Ｍddが高い翼型ほど高マッハ数かつ零揚力係数における抵抗が小さい。
【００２７】
一方、低マッハ数かつ高迎角における揚力の評価は、一般に最大揚力係数Ｃlmaxによって評価する。
［縦揺モーメント］
縦揺モーメントは翼の頭上げ・頭下げモーメントであるが、回転翼航空機では前進飛行時に回転翼羽根が前進側と後退側とでは流速が異なるため、縦揺モーメントが大きいと周期的な大きな捩じり荷重が回転翼羽根に加わる。この大きな捩じり荷重の変動は回転翼羽根の振動を生じる。従って、回転翼羽根には、縦揺モーメントが小さいことが要求される。
【００２８】
図１は、本願請求項１または２の実施形態である翼型Ｕ９５８Ｑ−１０の断面形状を示している。この翼型Ｕ９５８Ｑ−１０を座標系で表わせば、基礎翼厚を１０％弦長として下記の表１のようになる。
【００２９】
0003722961.tif 000002
図１において、ｃは翼弦長、ＸU ，ＸL は翼前縁からの距離、ＹU ，ＹL は翼上面と翼下面の翼弦からの垂直距離とする。なお、翼型Ｕ９５８Ｑ−１０の翼型中心線の翼後縁のはね上げ角は、翼弦を水平面として約０．０５°である。
【００３０】
上記翼型Ｕ９５８Ｑ−１０と、特願平３−１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０の中心線を比較したものを図２に示す。図２に示すように、本発明に係る翼型Ｕ９５８Ｑ−１０は、約３０％弦長の点から後方の部分に余弦曲線を組み合わせた軽減アフト・キャンバーを採用している。この軽減アフト・キャンバーにより、翼型Ｕ９５８Ｑ−１０においては衝撃失速を抑制することができる。衝撃失速の抑制により騒音の発生を抑制することができる。
【００３１】
また、翼型Ｕ９５８Ｑ−１０は、ドループを緩和していること、はね上げをつけていることによって縦揺モーメントを更に抑制することができる。
【００３２】
図３に本実施形態の翼型Ｕ９５８Ｑ−１０と、特願平３−１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０の翼厚分布を比較したものを示す。図３から明らかなように、本実施形態の翼型Ｕ９５８Ｑ−１０は後縁厚さを絞り込んでいる。
【００３３】
図４に本実施形態による翼型Ｕ９５８Ｑ−１０と特願平３−１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０の衝撃失速境界を比較したものを示す。図４は、縦軸に揚力係数Ｃ１、横軸に一様流のマッハ数Ｍをとり、翼型Ｕ９５８Ｑ−１０と翼型Ｕ８９６Ｈ−１０の衝撃失速を生じる点をプロットしてつなげたものである。図から明らかなように、本実施形態の翼型Ｕ９５８Ｑ−１０は、従来の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と比較してマッハ数０．６〜０．８で衝撃失速境界の揚力係数Ｃ１が平均で＋０．１増加しており、増加が最も少ない所でも＋０．０５増加している。
【００３４】
図５に本実施形態による翼型Ｕ９５８Ｑ−１０と特願平３−１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０の零揚力縦揺モーメント係数を比較したものを示す。図５は、縦軸に２５％弦長点における零揚力縦揺モーメント係数Ｃｍ1/4 、横軸に一様流のマッハ数Ｍをとり、翼型Ｕ９５８Ｑ−１０と翼型Ｕ８９６Ｈ−１０の各マッハ数における零揚力縦揺モーメント係数をプロットしたものである。図５から明らかなように、翼型Ｕ９５８Ｑ−１０は翼型Ｕ８９６Ｈ−１０と同程度に縦揺モーメントを抑えている。
【００３５】
図６に本実施形態の翼型Ｕ９５８Ｑ−１０と従来の翼型の最大揚力係数Ｃlmax（マッハ数０．４）及び零揚力抵抗発散マッハ数Ｍddによる翼型性能比較図を示す。
【００３６】
図６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Ｍddをとり、座標面上に本実施形態の翼型Ｕ９５８Ｑ−１０と従来の翼型ＮＡＣＡ００１２、ＮＡＣＡ２３０１２、特願平３−１３１４２８の翼型Ｕ８９６Ｈ−１０、Ｕ８９６Ｈ−１０ＵＲ、Ｕ８９６Ｈ−０８、Ｕ８９６Ｈ−０９、Ｕ８９６Ｈ−１２のそれぞれの該当点をプロットしたものである。
【００３７】
図６から明らかなように、本実施形態の翼型Ｕ９５８Ｑ−１０は特願平３−１３１４２８の各翼型に比べて零揚力抵抗発散マッハ数Ｍdd及び最大揚力係数Ｃlmaxがやや低いものの、新世代翼型の性能を有している。
【００３８】
図７は本発明の第二の実施形態による翼型Ｕ９５８Ｑ−０８の断面形状を示している。
【００３９】
図８は本発明の第三の実施形態による翼型Ｕ９５８Ｑ−１２の断面形状を示している。
【００４０】
上記翼型Ｕ９５８Ｑ−０８と翼型Ｕ９５８Ｑ−１２は、表１に示した第一実施形態の翼型Ｕ９５８Ｑ−１０のＹU 、ＹL の値にそれぞれ係数８／１０と１２／１０を乗じた断面形状を有しているものである。これらの翼型Ｕ９５８Ｑ−０８、Ｕ９５８Ｑ−１２は、翼型性能において第一実施形態の翼型Ｕ９５８Ｑ−１０とほぼ共通している。
【００４１】
なお、上述した実施形態の翼型Ｕ９５８Ｑ−１０，Ｕ９５８Ｑ−０８，Ｕ９５８Ｑ−１２は、翼の後縁付近に微小なはね上げを付加することによって頭下げモーメントを小さくなるようにしているが、本願発明はこれに限られず、ある程度の頭下げモーメントを許容できる場合は、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。
【００４２】
また、翼型Ｕ９５８Ｑ−０８，Ｕ９５８Ｑ−１２は翼型Ｕ９５８Ｑ−１０の翼面のＹ座標ＹU ，ＹL にそれぞれ係数８／１０と１２／１０を乗じているが、乗じる係数は上記値に限られず、５／１０ないし１５／１０の任意の値を乗じることができる。
【００４３】
【発明の効果】
上記説明から明らかなように、本発明による回転翼羽根の翼型は、回転翼羽根の基本性能において、新世代翼型と同等に高い零揚力の抵抗発散マッハ数と最大揚力係数を有している。
【００４４】
また、本発明による回転翼羽根は、アフト・キャンバーをつけることにより衝撃失速を起こりにくくし、回転翼羽根／渦干渉騒音の低減を達成することができる。しかも、最大キャンバーを７０％弦長に位置させた軽減アフト・キャンバーとすることにより、頭下げ縦揺モーメントの増加を抑制することができる。
【００４５】
また、翼後縁部にはね上げを設けた本発明の回転翼羽根によれば、上記本発明の回転翼羽根の効果を加えて翼後縁部のはね上げによりさらに頭下げの縦揺れモーメントを抑制することができる。
【００４６】
さらに、本発明の翼型は回転翼羽根の長さ方向にそって各位置に最適な性能の翼型にすることができる。すなわち、回転翼羽根の回転面の各半径方向の位置に応じて翼型の後縁付近に微小なはね上げ、下げ、あるいは翼弦から翼面までの距離に所定の係数を乗じて翼厚を調整することにより、回転翼羽根回転面の半径方向位置に最適な性能や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】本発明の第一実施形態による翼型の断面形状を示した図。
【図２】本発明の第一実施形態による翼型と特願平３−１３１４２８の翼型の中心線の翼弦からの垂直距離を比較して示した図。
【図３】本発明の第一実施形態による翼型と特願平３−１３１４２８の翼型の翼厚を比較して示した図。
【図４】本発明の第一実施形態による翼型の特願平３−１３１４２８の翼型の衝撃失速境界を比較して示した図。
【図５】本発明の第一実施形態による翼型と特願平３−１３１４２８の翼型の零揚力縦揺モーメント係数を比較して示した図。
【図６】本発明の第一実施形態による翼型と従来の翼型の最大揚力係数と零揚力抵抗発散マッハ数を比較して示した図。
【図７】本発明の第二実施形態による翼型の断面形状を示した図。
【図８】本発明の第三実施形態による翼型の断面形状を示した図。
【図９】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１０】特願平３−１３１４２８による翼型の断面形状を示した図。
【図１１】特願平３−１３１４２８による翼型の最大揚力係数と零揚力抵抗発散マッハ数を示した図。
【図１２】回転翼航空機の降下時の先行回転翼羽根の翼端渦と後続回転翼羽根とが干渉する様子を示した図。
【図１３】先行回転翼羽根の翼端渦と干渉する後続回転翼羽根の周りの気流の様子と干渉によって高マッハ数高揚力係数となることを示した図。
【図１４】一様流の流速の増加によって局所マッハ数ピークが高くなった結果翼上面で衝撃失速が生じる様子を示した図。
【図１５】衝撃失速境界の揚力係数とマッハ数の関係を示した図。
【図１６】通常の翼型と完全なスーパークリティカル翼型と軽減アフト・キャンバーを設けた翼型のキャンバーを比較して示した図。
【図１７】揚力係数が同一の通常の翼型とアフト・キャンバーを設けた翼型の局所マッハ数を比較して示した図。
【符号の説明】
ｃ  翼弦長
Ｃlmax  最大揚力係数
Ｃｍ1/4 零揚力縦揺モーメント
Ｍ  マッハ数
Ｍdd  零揚力抵抗発散マッハ数
ＸU   翼の前縁からの距離（上面）
ＸL   翼の前縁からの距離（下面）
ＹU   翼上面の翼弦からの垂直距離（上面）
ＹL   翼下面の翼弦からの垂直距離（上面）
Ｙ  中心線（翼弦からの垂直距離）
ｔ  翼厚（翼弦に対する垂直方向の厚さ）
Ｕ９５８Ｑ−１０  本発明の第一実施形態による翼型
Ｕ９５８Ｑ−０８  本発明の第二実施形態による翼型
Ｕ９５８Ｑ−１２  本発明の第三実施形態による翼型
【図１】
0003722961.tif 000004
【図２】
0003722961.tif 000005
【図３】
0003722961.tif 000006
【図４】
0003722961.tif 000007
【図５】
0003722961.tif 000008
【図６】
0003722961.tif 000009
【図７】
0003722961.tif 000010
【図８】
0003722961.tif 000011
【図９】
0003722961.tif 000012
【図１０】
0003722961.tif 000013
【図１１】
0003722961.tif 000014
【図１２】
0003722961.tif 000015
【図１３】
0003722961.tif 000016
【図１４】
0003722961.tif 000017
【図１５】
0003722961.tif 000018
【図１６】
0003722961.tif 000019
【図１７】
0003722961.tif 000020