(57)【要約】【課題】  ヘリコプタ等の回転翼航空機において、高速で前進飛行する際の抗力係数を小さくし、かつ、ブレードに働くピッチングモーメント係数を小さくすることが可能な翼型、およびこの翼型を有する、回転翼航空機用ブレードを提供する。【解決手段】  翼型のコード前端を基準とする後端の位置を１００％コードとし、当該コードからの翼上面の位置を上翼高とし、当該コードからの翼下面の位置を下翼高とする。ブレードの翼型は、下記の４条件を満たすものである。翼型条件１：翼厚が３０％コードから４０％コードの範囲で最大。翼型条件２：キャンバーが１５％コードから２５％コードの範囲で最大、かつ、４５％コードから５５％コードの範囲でキャンバーの傾斜が減少から増加に転じる。翼型条件３：上翼高が２５％コードから３５％コードの範囲で最大。翼型条件４：下翼高が３５％コードから４５％コードの範囲で最大。【選択図】  図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
回転翼航空機に用いられるブレード翼型であって、その翼型のコードの前端を基準とする後端の位置を１００％コードとし、当該コードからの翼上面の位置を上翼高とし、当該コードからの翼下面の位置を下翼高とし、上翼高と下翼高との和を翼厚としたときに、
当該翼型の翼厚が、３０％コードから４０％コードの範囲で最大である翼型条件１と、
当該翼型のキャンバーが、１５％コードから２５％コードの範囲で最大であり、かつ、４５％コードから５５％コードの範囲でキャンバーの傾斜が減少から増加に転じる翼型条件２と、
当該翼型の上翼高が、２５％コードから３５％コードの範囲で最大である翼型条件３と、
当該翼型の下翼高が、３５％コードから４５％コードの範囲で最大である翼型条件４と、
を満たす翼型を有することを特徴とする、
回転翼航空機用ブレード翼型。
【請求項２】
前記翼型条件１では、その翼厚の最大値が３３％コードから３７％コードの範囲内であり、
前記翼型条件２では、そのキャンバーの最大値が１８％コードから２２％コードの範囲内であり、かつ、キャンバーの傾斜が減少から増加に転じる位置が、４８％コードから５２％コードの範囲内であり、
前記翼型条件３では、上翼高の最大値が、３０％コードから３４％コードの範囲内であり、
前記翼型条件４では、下翼高の最大値が、３８％コードから４２％コードの範囲内であることを特徴とする、
請求項１に記載の回転翼航空機用ブレード翼型。
【請求項３】
前記翼型の後端には、板状のタブが設けられていることを特徴とする、
請求項１または２に記載の回転翼航空機用ブレード翼型。
【請求項４】
請求項１から３のいずれか１項に記載の翼型を有することを特徴とする、
回転翼航空機用ブレード。
【請求項５】
請求項４に記載の回転翼航空機用ブレードを備える、
回転翼航空機。
【請求項６】
ヘリコプタであることを特徴とする、
請求項５に記載の回転翼航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、回転翼航空機用ブレード翼型と、このブレード翼型を有するブレードと、このブレードを備える回転翼航空機（回転翼機）に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機の翼型は、航空機の性能に直接的に影響するので、航空機の重要な設計要素として位置づけられる。従来、航空機の種類に応じてさまざまな翼型が開発されており、回転翼航空機（回転翼機）においても専用の翼型の開発が進められている。
【０００３】
代表的な回転翼航空機（回転翼機）としてはヘリコプタが挙げられる。ヘリコプタはメインロータブレードを回転させて揚力を発生させることにより上昇するので、一般的には、ロータブレードの設計において、揚力係数（Ｃｌ）が重視される。ただし、揚力係数が大きくなるとピッチングモーメント係数が大きくなり、ピッチリンク荷重も大きくなる。ピッチリンク荷重が大きくなれば、前進時において機体振動の増加により良好な操縦が阻害される。その結果、飛行領域が制限される可能性、あるいは、ピッチリンク関連部品へのダメージが大きくなり部品の交換頻度が高くなる可能性がある。
【０００４】
そこで、ヘリコプタのロータブレードにおいて、そのピッチングモーメント係数を小さくするための技術として、例えば、特許文献１または特許文献２に開示される翼型が提案されている。
【０００５】
特許文献１に開示される翼型では、その上表面の表面勾配（surface slope）は、当該翼型の前縁から約３５％コードの位置まで値が正でかつ連続的に減少し、約３５％コードの位置でゼロ勾配となり、約３５％コードの位置から約７０％コードの位置まで値が負でかつ連続的に減少し、約７０％コードの位置から当該翼型の後縁まで値が負でかつ連続的に増加する。また、当該翼型では、その下表面の表面勾配は、当該翼型の前縁から約４４％コードの位置まで値が負でかつ連続的に増加し、約４４％コードの位置でゼロ勾配となり、約４４％コードの位置から約６５％コードの位置まで値が正でかつ連続的に増加し、約６５％コードの位置から約７５％コードの位置まで値が正でかつ連続的に減少し、約７５％コードの位置から当該翼型の後縁まで値が正でかつ連続的に増加する。
【０００６】
また、特許文献２に開示される翼型では、その上表面の表面勾配は、当該翼型の前縁から約３７％コードの位置まで値が正でかつ連続的に減少し、約３７％コードの位置から約７０％コードの位置まで値が負でかつ連続的に減少し、約７０％コードの位置から当該翼型の後縁まで値が負でかつ連続的に増加する。また、当該翼型では、その下表面の表面勾配は、当該翼型の前縁から約９％コードの位置まで値が負でかつ連続的に増加し、約９％コードから約１９％コードの位置まで値が正で連続的に増加し、約１９％コードの位置から約４２％コードの位置まで値が負で連続的に減少し、約４２％コードの位置から当該翼型の後縁まで値が正で連続的に増加する。
【０００７】
これら特許文献に開示される翼型では、ピッチングモーメント係数がゼロに近いものとなっている。例えば、特許文献１に開示される翼型では、マッハ数０．８付近でピッチングモーメント係数をゼロに近づけており、特許文献２に開示される翼型では、揚力係数が０．２〜１．０の範囲でマッハ数が最大０．６４までピッチングモーメント係数をゼロに近づけている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】米国特許第４４１２６６４号明細書
【特許文献２】米国特許第４７７６５３１号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
ところで、ヘリコプタが高速で前進飛行する場合、前進側のメインロータブレードに衝撃波が発生する。これにより、メインロータブレードにおける抗力が増大し、結果として、ロータトルクが増大する。抗力の増大およびロータトルクの増大は、ヘリコプタの航続距離および最高速度を制限することになる。それゆえ、ロータブレードに用いる翼型の設計においては、抗力係数（Ｃｄ）を小さくすることも重要となる。
【００１０】
特許文献１または特許文献２に開示される翼型では、ピッチングモーメント係数をゼロに近づけるように設計されているため、ピッチリンク荷重を低減することが可能である。しかしながら、これら特許文献では、翼型の抗力係数を小さくすることについては具体的に言及されていない。それゆえ、これら翼型を有するブレードをヘリコプタのメインロータブレードに用いた場合、ピッチリンク荷重の増大を抑制することは可能であっても、抗力またはロータトルクについては、既存翼型に比較して改善されているとは言い切れない。
【００１１】
本発明はこのような課題を解決するためになされたものであって、ヘリコプタ等の回転翼航空機において、高速で前進飛行する際の抗力係数を小さくし、かつ、ブレードに働くピッチングモーメント係数を小さくすることが可能な翼型、およびこの翼型を有する、回転翼航空機用ブレードを提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
本発明に係る回転翼航空機用ブレード翼型は、前記の課題を解決するために、回転翼航空機に用いられるブレード翼型であって、その翼型のコードの前端を基準とする後端の位置を１００％コードとし、当該コードからの翼上面の位置を上翼高とし、当該コードからの翼下面の位置を下翼高とし、上翼高と下翼高との和を翼厚としたときに、当該翼型の翼厚が、３０％コードから４０％コードの範囲で最大である翼型条件１と、当該翼型のキャンバーが、１５％コードから２５％コードの範囲で最大であり、かつ、４５％コードから５５％コードの範囲でキャンバーの傾斜が減少から増加に転じる翼型条件２と、当該翼型の上翼高が、２５％コードから３５％コードの範囲で最大である翼型条件３と、当該翼型の下翼高が、３５％コードから４５％コードの範囲で最大である翼型条件４と、を満たす翼型を有する構成である。
【００１３】
前記構成によれば、翼型条件１〜翼型条件４の全てを満たす翼型を有しているので、その揚力係数は従来と同等に維持できるとともに、その抗力係数およびピッチングモーメント係数を小さくすることが可能になる。それゆえ、前記構成の翼型を有する回転翼航空機用ブレードを備える回転翼航空機は、高速で前進飛行する際には、当該ブレードに対する抗力およびロータトルクの増大を有効に抑制することができる。
【００１４】
その結果、当該回転翼航空機の最高制限速度を増加させることが可能になる。また、前記構成によれば、揚力係数を維持して抗力係数を小さくできることから揚抗比を増加することができる。これにより、当該翼型を有するブレードを備える回転翼航空機の航続距離を伸長させることが可能になる。なお、キャンバーは、コード方向位置における翼厚の中心を結ぶことによって形成される曲線である。キャンバーは、平均矢高曲線、平均反り線、中心線と呼ばれることもある。
【００１５】
前記構成の回転翼航空機用ブレード翼型においては、前記翼型条件１では、その翼厚の最大値が３３％コードから３７％コードの範囲内であり、前記翼型条件２では、そのキャンバーの最大値が１８％コードから２２％コードの範囲内であり、かつ、キャンバーの傾斜が減少から増加に転じる位置が、４８％コードから５２％コードの範囲内であり、前記翼型条件３では、上翼高の最大値が、３０％コードから３４％コードの範囲内であり、前記翼型条件４では、下翼高の最大値が、３８％コードから４２％コードの範囲内である構成であってもよい。
【００１６】
また、前記構成の回転翼航空機用ブレード翼型においては、前記翼型の後端には、板状のタブが設けられている構成であってもよい。
【００１７】
本発明に係る回転翼航空機ブレードは、前記構成の翼型を有する構成であればよい。また、本発明に係る回転翼航空機は、前記構成の回転翼航空機用ブレードを備える構成であればよい。本発明に係る回転翼航空機は特に限定されないが、例えば、ヘリコプタを挙げることができる。
【発明の効果】
【００１８】
本発明では、以上の構成により、ヘリコプタ等の回転翼航空機において、高速で前進飛行する際の抗力係数を小さくし、かつ、ブレードに働くピッチングモーメント係数を小さくすることが可能な翼型、およびこの翼型を有する、回転翼航空機用ブレードを提供することができる、という効果を奏する。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
【図１】（Ａ）は、本発明の実施の形態に係る回転翼航空機用ブレードの代表的な一例の構成を示す模式的平面図であり、（Ｂ）〜（Ｄ）は、（Ａ）に示すブレードにおける翼根部、中間部、または翼端部の翼型の一例を示す模式図である。
【図２】図１に示すブレードを備えるヘリコプタの概略構成を示す模式図である。
【図３】（Ａ）〜（Ｃ）は、図１（Ｂ）〜（Ｄ）に示す翼型と従来の回転翼航空機用ブレード翼型との翼厚分布の対比結果を示すグラフであるである。
【図４】（Ａ）は、図１（Ｂ）に示す翼型と従来の翼型との対比結果を示すグラフであり、（Ｂ）は、図１（Ｂ）に示す翼型のキャンバーと従来の翼型のキャンバーとの対比結果を示すグラフである。
【図５】（Ａ）は、図１（Ｃ）に示す翼型と従来の翼型との対比結果を示すグラフであり、（Ｂ）は、図１（Ｃ）に示す翼型のキャンバーと従来の翼型のキャンバーとの対比結果を示すグラフである。
【図６】（Ａ）は、図１（Ｄ）に示す翼型と従来の翼型との対比結果を示すグラフであり、（Ｂ）は、図１（Ｄ）に示す翼型のキャンバーと従来の翼型のキャンバーとの対比結果を示すグラフである。
【図７】（Ａ）は、図１（Ｂ）に示す翼型と従来の翼型とにおけるゼロ揚力ピッチングモーメント係数の大きさの比較結果を示すグラフであり、（Ｂ）は、図１（Ｂ）に示す翼型と従来の翼型とにおけるゼロ揚力抗力係数の比較結果を示すグラフであり、（Ｃ）は、図１（Ｂ）に示す翼型と従来の翼型とにおける揚力係数の比較結果を示すグラフである。
【図８】（Ａ）は、図１（Ｃ）に示す翼型と従来の翼型とにおけるゼロ揚力ピッチングモーメント係数の大きさの比較結果を示すグラフであり、（Ｂ）は、図１（Ｃ）に示す翼型と従来の翼型とにおけるゼロ揚力抗力係数の比較結果を示すグラフであり、（Ｃ）は、図１（Ｃ）に示す翼型と従来の翼型とにおける揚力係数の比較結果を示すグラフである。
【図９】（Ａ）は、図１（Ｄ）に示す翼型と従来の翼型とにおけるゼロ揚力ピッチングモーメント係数の大きさの比較結果を示すグラフであり、（Ｂ）は、図１（Ｄ）に示す翼型と従来の翼型とにおけるゼロ揚力抗力係数の比較結果を示すグラフであり、（Ｃ）は、図１（Ｄ）に示す翼型と従来の翼型とにおける揚力係数の比較結果を示すグラフである。
【発明を実施するための形態】
【００２０】
以下、本発明の代表的な実施の形態を、図面を参照しながら説明する。なお、以下では全ての図を通じて同一又は相当する要素には同一の参照符号を付して、その重複する説明を省略する。
【００２１】
本開示に係る回転翼航空機用ブレード（以下、適宜「ブレード」と省略する）は、例えば、ヘリコプタ等の回転翼航空機のメインロータとして好適に用いることができる。図１（Ａ）に示すように、ブレード１０の回転中心ＣR を基準として、当該ブレード１０の全長（翼幅、翼長）をｒ／Ｒ＝１とする。この場合、ブレード１０の回転中心ＣR がｒ／Ｒ＝０であり、当該ブレード１０の先端がｒ／Ｒ＝１である。そして、ｒ／Ｒ＝０．５５からｒ／Ｒ＝０．９５までの部位を、ブレード１０の中間部１２とし、中間部１２よりも先端側をブレード１０の翼端部１３とし、中間部１２よりも回転中心側を翼根部１１とする。
【００２２】
翼根部１１、中間部１２、および翼端部１３を翼幅長（スパン長）で説明すると、翼根部１１は０％スパン（回転中心ＣR ）から５５％スパンの範囲であり、中間部１２は５５％スパンから９５％スパンの範囲であり、翼端部１３は９５％スパンから１００％スパン（ブレード１０の先端）の範囲である。なお、翼根部１１、中間部１２、および翼端部１３の境界は特に限定されないが、本実施の形態では、例えば、中間部１２を基準として、０％スパン≦翼根部１１＜５５％スパン、５５％スパン≦中間部１２≦９５％スパン、並びに、９５％スパン＜翼端部１３≦１００％スパンとすることができる。
【００２３】
本開示に係るブレード１０においては、翼根部１１が図１（Ｂ）に示す翼型を有し、中間部１２が図１（Ｃ）に示す翼型を有し、翼端部１３が図１（Ｄ）に示す翼型を有している。なお、図１（Ｂ）〜図１（Ｄ）においては、図中左側がブレード１０の前端（前縁）１０ａであり、図中右側がブレード１０の後端（後縁）１０ｂである。図１（Ｂ）〜図１（Ｄ）に示す翼型は、いずれも後述するタブ１０ｆを有しているため、説明の便宜上、ブレード１０の後端１０ｂの位置を点線で図示している。したがって、ブレード１０の後端１０ｂは、タブ１ｆを設ける前の端部（縁部）に相当する。また、図１（Ａ）では、ブレード１０の回転方向ＤR を矢印で図示しているが、前端１０ａは回転方向ＤR の矢印側に位置する。それゆえ、後端１０ｂは回転方向ＤR の矢印の反対側に位置する。
【００２４】
ここで、前記の通り、ブレード１０の長手方向（図１（Ａ）参照）の位置は、翼幅長（スパン長）で示すことができる。同様に、図１（Ｂ）〜図１（Ｄ）に示すブレード１０の前後方向（長手方向に対する直交方向）の位置は、翼弦長（コード長）に対する割合で示すことができる。この場合、ブレード１０の前端１０ａが０％コードであり、後端１０ｂが１００％コードである。
【００２５】
また、図１（Ｂ）〜図１（Ｄ）においては、ブレード１０（翼根部１１、中間部１２、または翼端部１３）の外表面（外面、表面もしくは外周面）のうち、図中上側の面がブレード１０の翼上面１０ｃであり、図中下側の面がブレード１０の翼下面１０ｄである。さらに、図１（Ｂ）〜図１（Ｄ）においては、ブレード１０（翼根部１１、中間部１２、または翼端部１３）を構成する翼型の前端１０ａから後端１０ｂにかけて破線によりキャンバーライン１０ｅを図示している。なお、キャンバーは、コード方向位置における翼厚の中心を結ぶことによって形成される曲線である。キャンバーは、平均矢高曲線、平均反り線、中心線と呼ばれることもある。
【００２６】
図１（Ｂ）〜図１（Ｄ）に示す翼型においては、キャンバーライン１０ｅを図示する便宜上、翼弦線（コード）は図示していない。本実施の形態では、それぞれの翼型においてコードからの翼上面１０ｃの位置を上翼高とし、それぞれの翼型においてコードからの翼下面１０ｄの位置を下翼高とする。また、上翼高と下翼高との和が翼厚である。
【００２７】
なお、実施の形態では、ブレード１０は、図１（Ｂ）〜図１（Ｄ）に示すように、後端１０ｂにはタブ１０ｆが設けられている。タブ１０ｆは、例えば、ブレード１０の製造の便宜、あるいは、ブレード１０のトリムを取るためなどを目的として設けられる板状の部位であり、その大きさ（前後方向の長さ）、厚さ、取り付け角度等については特に限定されない。図１（Ｂ）〜図１（Ｄ）に示す例では、翼根部１１、中間部１２、および翼端部１３のいずれにおいても、取り付け角度０°（キャンバーライン１０ｅに対して平行）、長さ２〜３％コードとなるようにタブ１０ｆが設けられている。
【００２８】
本開示に係るブレード１０における翼根部１１、中間部１２および翼端部１３の少なくともいずれか、好ましくは全てが、翼厚分布、キャンバー、上翼高、および下翼高について所定の条件を全て満たす翼型、すなわち、本開示に係る翼型を有している。
【００２９】
まず、翼厚分布についての条件とは、翼型の３０％コードから４０％コードの範囲で翼厚が最大である条件である。説明の便宜上、この条件を翼型条件１とする。この翼型条件１では、３３％コードから３７％コードの範囲内で翼厚が最大値になることが好ましい。より好ましい翼型条件１の一例としては、３５％コード付近（３５％±１％コード）で翼厚が最大値になる条件を挙げることができるが、前記の範囲内であれば翼型条件１は特に限定されない。
【００３０】
次に、キャンバーについての条件とは、翼型の１５％コードから２５％コードの範囲でキャンバーが最大であり、かつ、４５％コードから５５％コードの範囲でキャンバーの傾斜が減少から増加に転じる条件である。説明の便宜上、この条件を翼型条件２とする。この翼型条件２では、１８％コードから２２％コードの範囲内でキャンバーが最大値になり、かつ、４８％コードから５２％コードの範囲内でキャンバーの傾斜が減少から増加に転じることが好ましい。より好ましい翼型条件２の一例としては、２０％コード付近（２０％±１％コード）でキャンバーが最大値になり、かつ、５０％コード付近（５０％±１％コード）でキャンバーの傾斜が減少から増加に転じる条件を挙げることができるが、前記の範囲内であれば翼型条件２は特に限定されない。
【００３１】
次に、上翼高についての条件とは、翼型の２５％コードから３５％コードの範囲で上翼高が最大である条件である。説明の便宜上、この条件を翼型条件３とする。この翼型条件３では、３０％コードから３４％コードの範囲内で上翼高が最大値になることが好ましい。より好ましい翼型条件３の一例としては、３２％コード付近（３２％±１％コード）で上翼高が最大値になる条件を挙げることができるが、前記の範囲内であれば翼型条件３は特に限定されない。
【００３２】
次に、下翼高についての条件とは、翼型の３５％コードから４５％コードの範囲で下翼高が最大である条件である。説明の便宜上、この条件を翼型条件４とする。この翼型条件４では、３８％コードから４２％コードの範囲内で下翼高が最大値になることが好ましい。より好ましい翼型条件４の一例としては、４０％コード付近（４０％±１％コード）で下翼高が最大値になる条件を挙げることができるが、前記の範囲内であれば翼型条件４は特に限定されない。
【００３３】
本開示に係るブレード１０においては、翼型条件１〜４を全て満たす翼型を有していればよく、例えば、ブレード１０の長手方向において、翼型条件１〜４を満たす翼型を有する部位が存在するとともに、翼型条件１〜４を満たさない部位が存在してもよい。また、ブレード１０は、翼型条件１〜４を満たす翼型を有していれば、その平面形（翼上面側または翼下面側から見たときの当該ブレード１０の形状）は特に限定されない。本実施の形態では、ブレード１０の平面形は図１（Ａ）に模式的に示すような長方形状であるが、これに限定されず、例えば、ブレード１０の平面形には、長手方向にコード長が変化する形状等も含まれる。
【００３４】
なお、本開示においては、図１（Ａ）に示す翼根部１１、中間部１２、および翼端部１３のうち、少なくとも中間部１２の翼型が翼型条件１〜４を全て満たしていることが好ましく、さらに翼根部１１および翼端部１３のいずれかの翼型が翼型条件１〜４を満たしていることが好ましく、翼根部１１、中間部１２、および翼端部１３の全ての翼型が、翼型条件１〜４を満たしていることが好ましい。
【００３５】
また、本開示に係るブレード１０においては、翼根部１１、中間部１２、および翼端部１３のいずれの翼型も、翼型条件１〜４を満たしているときに、それぞれの部位の翼型は同一であってもよいし異なっていてもよい。図１（Ｂ）に示す翼根部１１の翼型、図１（Ｃ）に示す中間部１２の翼型、および図１（Ｄ）に示す翼端部１３の翼型は、いずれも翼型条件１〜４の全てを満たしているものの、後述する実施例で説明するように、それぞれの翼型は同一ではなく異なっている。したがって、図１（Ｂ）〜図１（Ｄ）に示す翼型のセットは、本開示における好ましい翼型の組合せの一例であるということができる。
【００３６】
また、本開示に係る翼型（翼型条件１〜４を満たす翼型）には、予め設定される基準翼厚分布を有する基準翼型だけでなく、キャンバーを維持し、かつ、基準翼厚の最大値を変化させた変化翼厚を有する派生翼型も含まれる。例えば、図１（Ｃ）に示す中間部１２の翼型を「基準翼型」とし、図１（Ｃ）に示すキャンバーライン１０ｅを「基準キャンバー」とする。基準翼厚分布の最大値（最大翼厚、翼厚比）が例えば１２％コードであれば、この翼厚比を例えば１０％コードとするように翼厚分布を一様に縮小する。これにより翼厚比を０．１０に縮小した変化翼厚分布が得られる。そして、基準キャンバーに対して、縮小した変化翼厚分布を適用すれば、翼厚比が小さくなった派生翼型が得られる。なお、翼厚比を大きく変化させる場合も同様である。
【００３７】
一般に、ヘリコプタのメインロータに用いられるブレードにおいて、その翼型に対して要求される性能としては、主として、（１）ゼロ揚力抗力係数Ｃｄ０が小さくマッハ数に対する変化が小さいこと、（２）ゼロ揚力ピッチングモーメント係数の大きさ｜Ｃｍ０｜が小さく、マッハ数に対する変化が小さいこと、（３）低マッハ数領域で必要な最大揚力係数Ｃｌｍａｘが得られることが挙げられる。特に、高速前進に適した翼型の条件としては、性能（１）および性能（２）の双方を実現することが好ましい。性能（１）を実現するすなわちＣｄ０を小さくすることで、ロータトルクを減少させることができ、性能（２）すなわち｜Ｃｍ０｜を実現することで、ピッチングリンク荷重を減少させることができる。
【００３８】
ただし、｜Ｃｍ０｜を小さくすると性能（３）すなわちＣｌｍａｘが低下する傾向にある。一般的には、ホバリング性能の向上が重視されるため、性能（３）のＣｌｍａｘを大きくすることが重視される。その結果、｜Ｃｍ０｜が大きくなり、高速前進性能の向上には限界があった。
【００３９】
これに対して、本開示に係るブレード１０は、前記の翼型条件１〜４を満たす翼型を有している。このように翼型条件１〜４を満たす翼型（本開示に係る翼型）では、Ｃｌｍａｘを従来と同程度に維持できるとともにＣｄ０を小さくすることができ、しかも｜Ｃｍ０｜も小さくすることができる。その結果、本開示に係るブレード１０を備える回転翼航空機は、良好なホバリング性能と良好な高速前進性能とを両立することができる。
【００４０】
したがって、本開示には、翼型条件１〜４を満たす翼型を有するブレード１０だけでなく、このブレード１０を備える回転翼航空機（回転翼機）も含まれる。本開示に係る回転翼航空機は特に限定されず、ヘリコプタ、オートジャイロ（ジャイロプレーンまたはジャイロ）、複合ヘリコプタ（コンパウンドヘリコプタ）、ティルトローター機等が挙げられる。また、本開示に係る回転翼航空機は、いわゆるドローン等のように、無人で飛行するものであってもよい。本開示に係る回転翼航空機がドローンである場合、一般的な小型のものであってもよいし、有人の回転翼航空機と同程度またはそれに準ずる大型のものであってもよい。
【００４１】
本実施の形態では、本開示に係る回転翼航空機の一例としてヘリコプタを挙げて具体的に説明する。図２に模式的に示すように、本開示に係るヘリコプタ２０は、メインロータ２１、テールロータ２２、エンジン２３、動力伝達装置２４等を備えている。エンジン２３からの動力が動力伝達装置２４を介してメインロータ２１およびテールロータ２２に伝達される。動力伝達装置２４を構成するメインギヤボックスは、メインロータ２１の回転軸であるメインシャフト２５の一端を支持している。メインシャフト２５の他端にはハブ２６が設けられる。このハブ２６には、メインロータ２１のブレード１０が固定される。このブレード１０は、前記の通り、翼型条件１〜４を満たす翼型を有していればよく、平面形（長手方向のコード長分布）は特に限定されない。
【００４２】
このような構成のヘリコプタ２０であれば、本開示に係るブレード１０を備えているため、高速で前進飛行する際には、当該ブレード１０に対する抗力およびロータトルクの増大を有効に抑制することができる。その結果、当該ヘリコプタ２０の最高制限速度を増加させることが可能になる。また、本開示に係るブレード１０においては、揚力係数を維持して抗力係数を小さくできることから揚抗比を増加することができる。これにより、本開示に係るヘリコプタ２０の航続距離を伸長させることが可能になる。
【００４３】
なお、本開示に係るブレード１０および当該ブレード１０を備える回転翼航空機のより具体的な構成あるいは製造方法等は特に限定されない。ブレード１０は、翼型条件１〜４を満たす翼型を有していれば、回転翼航空機の分野で公知の材料、部材、構造等を用いて公知の製造方法により製造することができる。また、当該ブレード１０を備える回転翼航空機も同様であり、ヘリコプタ２０または他の回転翼航空機の分野で公知の材料、部材、構造等を用いて公知の製造方法により製造することができる。
【実施例】
【００４４】
本発明について、実施例および比較例に基づいてより具体的に説明するが、本発明はこれに限定されるものではない。当業者は本発明の範囲を逸脱することなく、種々の変更、修正、および改変を行うことができる。
【００４５】
以下の実施例および比較例において、それぞれの翼型の翼厚分布は、図３（Ａ）〜（Ｃ）に図示して比較した。なお、図３（Ａ）〜（Ｃ）においては、縦軸が無次元翼厚（Ｔ／Ｃ）であり、横軸が翼型のコード方向位置（Ｘ／Ｃ）である。Ｔは翼厚であり、Ｘはコード方向（前後方向）の座標であり、Ｃはコード長である。
【００４６】
また、それぞれの翼型の翼上面および翼下面は、図４（Ａ），図５（Ａ）または図６（Ａ）にて図示して比較した。図４（Ａ），図５（Ａ）および図６（Ａ）においては、縦軸が翼型の翼厚方向位置（Ｙ／Ｃ）であり、横軸が翼型のコード方向位置（Ｘ／Ｃ）である。Ｙは翼厚方向の座標である。
【００４７】
また、それぞれの翼型のキャンバーは、図４（Ｂ），図５（Ｂ）または図６（Ｂ）にて図示して比較した。図４（Ｂ），図５（Ｂ）および図６（Ｂ）においては、縦軸がキャンバーであり、横軸が翼型のコード方向位置（Ｘ／Ｃ）である。
【００４８】
（実施例）
本実施例に係るブレード１０では、翼根部１１の翼型が図１（Ｂ）に示すｅＫＲ１２０Ｂであり、中間部１２の翼型が図１（Ｃ）に示すｅＫＲ１２０Ａであり、翼端部１３の翼型が図１（Ｄ）に示すｅＫＲ０８０Ａである。
【００４９】
ｅＫＲ１２０Ｂの翼厚分布を図３（Ａ）において実線で示し、ｅＫＲ１２０Ｂの翼上面１０ｃおよび翼下面１０ｄを図４（Ａ）において実線で示し、ｅＫＲ１２０Ｂのキャンバーを図４（Ｂ）において実線で示す。また、ｅＫＲ１２０Ａの翼厚分布を図３（Ｂ）において実線で示し、ｅＫＲ１２０Ｂの翼上面１０ｃおよび翼下面１０ｄを図５（Ａ）において実線で示し、ｅＫＲ１２０Ｂのキャンバーを図５（Ｂ）において実線で示す。また、ｅＫＲ０８０Ａの翼厚分布を図３（Ｃ）において実線で示し、ｅＫＲ０８０Ａの翼上面１０ｃおよび翼下面１０ｄを図６（Ａ）において実線で示し、ｅＫＲ０８０Ａのキャンバーを図６（Ｂ）において実線で示す。
【００５０】
この実施例に係るブレード１０の翼型について、Spalart-Allmaras一方程式乱流モデルを用いて、Raynold’s Averaged Navier-Stokes方程式を解く手法によりシミュレーションし、マッハ数に対するゼロ揚力ピッチングモーメント係数の大きさ｜Ｃｍ０｜、ゼロ揚力抗力係数Ｃｄ０、および揚力係数Ｃｌ３００の変化を算出した。なお、Ｃｌ３００は、Ｃｄ＝０．０３となるときの揚力係数であり、Ｃｌｍａｘと実質的に同等であると見なすことができる。
【００５１】
ｅＫＲ１２０Ｂにおける｜Ｃｍ０｜の変化の結果を、図７（Ａ）において実線および黒丸のシンボルで示し、ｅＫＲ１２０ＢにおけるＣｄ０の変化の結果を、図７（Ｂ）において実線および黒丸のシンボルで示し、ｅＫＲ２１０ＢにおけるＣｌ３００の変化の結果を、図７（Ｃ）において実線および黒丸のシンボルで示す。なお、ピッチングモーメントの基準点は、Ｘ／Ｃ＝０．２５，Ｙ／Ｃ＝０である。
【００５２】
また、ｅＫＲ１２０Ａにおける｜Ｃｍ０｜の変化の結果を、図８（Ａ）において実線および黒丸のシンボルで示し、ｅＫＲ１２０ＡにおけるＣｄ０の変化の結果を、図８（Ｂ）において実線および黒丸のシンボルで示し、ｅＫＲ２１０ＡにおけるＣｌ３００の変化の結果を、図８（Ｃ）において実線および黒丸のシンボルで示す。なお、図７（Ｂ），図８（Ｂ）および図９（Ｂ）では、Ｃｄ０の単位はカウント（counts）であるが、Ｃｄ０の１カウントは０．０００１である。
【００５３】
また、ｅＫＲ０８０Ａにおける｜Ｃｍ０｜の変化の結果を、図９（Ａ）において実線および黒丸のシンボルで示し、ｅＫＲ０８０ＡにおけるＣｄ０の変化の結果を、図９（Ｂ）において実線および黒丸のシンボルで示し、ｅＫＲ０８０ＡにおけるＣｌ３００の変化の結果を、図９（Ｃ）において実線および黒丸のシンボルで示す。
【００５４】
（比較例１）
比較例１に係るブレードでは、川崎重工業株式会社製の機種名：ＯＨ−１に用いられる翼型であるＤＫＲ１２０Ｃを翼根部１１および中間部１２に選択するとともに、同じく機種名：ＯＨ−１の翼端部１３に用いられる翼型であるＤＫＲ１０５Ｃを翼端部１３に選択した。
【００５５】
ＤＫＲ１２０Ｃの翼厚分布を図３（Ａ）および図３（Ｂ）において破線で示し、ＤＫＲ１０５Ｃの翼厚分布を図３（Ｃ）において破線で示す。また、ＤＫＲ１２０Ｃの翼上面１０ｃおよび翼下面１０ｄを図４（Ａ）および図５（Ａ）において破線で示し、ＤＫＲ１０５Ｃの翼上面１０ｃおよび翼下面１０ｄを図６（Ａ）において破線で示す。また、ＤＫＲ１２０Ｃのキャンバーを図４（Ｂ）および図５（Ｂ）において破線で示し、ＤＫＲ１０５Ｃのキャンバーを図６（Ｂ）において破線で示す。
【００５６】
この比較例１に係るブレード翼型について、実施例と同様にシミュレーションし、それぞれの翼型について、マッハ数に対するゼロ揚力ピッチングモーメント係数の大きさ｜Ｃｍ０｜、ゼロ揚力抗力係数Ｃｄ０、および揚力係数Ｃｌ３００の変化を算出した。
【００５７】
ＤＫＲ１２０Ｃにおける｜Ｃｍ０｜の変化の結果を、図７（Ａ）および図８（Ａ）において破線および白抜き三角形のシンボルで示し、ＤＫＲ１２０ＣにおけるＣｄ０の変化の結果を、図７（Ｂ）および図８（Ｂ）において破線および白抜き三角形のシンボルで示し、ＤＫＲ１２０ＣにおけるＣｌ３００の変化の結果を、図７（Ｃ）および図８（Ｃ）において破線および白抜き三角形のシンボルで示す。
【００５８】
また、ＤＫＲ１０５Ｃにおける｜Ｃｍ０｜の変化の結果を、図９（Ａ）において破線および白抜き三角形のシンボルで示し、ＤＫＲ１０５ＣにおけるＣｄ０の変化の結果を、図９（Ｂ）において破線および白抜き三角形のシンボルで示示し、ＤＫＲ１０５ＣにおけるＣｌ３００の変化の結果を、図９（Ｃ）において破線および白抜き三角形のシンボルで示す。
【００５９】
（比較例２）
比較例２に係るブレードでは、メッサーシュミット・ベルコウ・ブローム社（Messerschmitt-Boelkow-Blohm, ＭＢＢ）製の機種名：Ｂｏ１０５に用いられる翼型であるＮＡＣＡ２３０１２を翼根部１１および中間部１２に選択するとともに、シコルスキー社（Sikorsky Aircraft Corporation）製の機種名：ＵＨ−６０に用いられる翼型であるＳＣ１０９５を翼端部１３に選択した。
【００６０】
ＮＡＣＡ２３０１２の翼上面１０ｃおよび翼下面１０ｄを図４（Ａ）および図５（Ａ）において点線で示し、ＳＣ１０９５の翼上面１０ｃおよび翼下面１０ｄを図６（Ａ）において点線で示す。また、ＮＡＣＡ２３０１２のキャンバーを図４（Ｂ）および図５（Ｂ）において破線で示し、ＳＣ１０９５のキャンバーを図６（Ｂ）において破線で示す。
【００６１】
この比較例２に係るブレード翼型について、実施例と同様にシミュレーションし、それぞれの翼型について、マッハ数に対するゼロ揚力ピッチングモーメント係数の大きさ｜Ｃｍ０｜、ゼロ揚力抗力係数Ｃｄ０、および揚力係数Ｃｌ３００の変化を算出した。
【００６２】
ＮＡＣＡ２３０１２における｜Ｃｍ０｜の変化の結果を、図７（Ａ）および図８（Ａ）において点線および白抜き正方形のシンボルで示し、ＮＡＣＡ２３０１２におけるＣｄ０の変化の結果を、図７（Ｂ）および図８（Ｂ）において点線および白抜き正方形のシンボルで示し、ＮＡＣＡ２３０１２におけるＣｌ３００の変化の結果を、図７（Ｃ）および図８（Ｃ）において点線および白抜き正方形のシンボルで示す。
【００６３】
また、ＳＣ１０９５における｜Ｃｍ０｜の変化の結果を、図９（Ａ）において点線および白抜き正方形のシンボルで示し、ＳＣ１０９５におけるＣｄ０の変化の結果を、図９（Ｂ）において点線および白抜き正方形のシンボルで示し、ＳＣ１０９５におけるＣｌ３００の変化の結果を、図９（Ｃ）において点線および白抜き正方形のシンボルで示す。
【００６４】
（比較例３）
比較例３に係るブレードでは、ボーイング社（The Boeing Company）製の機種名：バートル（Vertol）に用いられる翼型であるＶＲ７を翼根部１１および中間部１２に選択するとともに、同じく機種名：バートルに用いられる翼型であるＶＲ８を翼端部１３に選択した。
【００６５】
ＶＲ７の翼上面１０ｃおよび翼下面１０ｄを図４（Ａ）および図５（Ａ）において一点鎖線で示し、ＶＲ８の翼上面１０ｃおよび翼下面１０ｄを図６（Ａ）において一点鎖線で示す。また、ＶＲ７のキャンバーを図４（Ｂ）および図５（Ｂ）において一点鎖線で示し、ＶＲ８のキャンバーを図６（Ｂ）において一点鎖線で示す。
【００６６】
この比較例３に係るブレード翼型について、実施例と同様にシミュレーションし、それぞれの翼型について、マッハ数に対するゼロ揚力ピッチングモーメント係数の大きさ｜Ｃｍ０｜、ゼロ揚力抗力係数Ｃｄ０、および揚力係数Ｃｌ３００の変化を算出した。
【００６７】
ＶＲ７における｜Ｃｍ０｜の変化の結果を、図７（Ａ）および図８（Ａ）において一点鎖線および白抜き菱型のシンボルで示し、ＶＲ７におけるＣｄ０の変化の結果を、図７（Ｂ）および図８（Ｂ）において一点鎖線および白抜き菱型のシンボルで示し、ＶＲ７におけるＣｌ３００の変化の結果を、図７（Ｃ）および図８（Ｃ）において一点鎖線および白抜き菱型のシンボルで示す。
【００６８】
また、ＶＲ８における｜Ｃｍ０｜の変化の結果を、図９（Ａ）において一点鎖線および白抜き菱型のシンボルで示し、ＶＲ８におけるＣｄ０の変化の結果を、図９（Ｂ）において一点鎖線および白抜き菱型のシンボルで示し、ＶＲ８におけるＣｌ３００の変化の結果を、図９（Ｃ）において一点鎖線および白抜き菱型のシンボルで示す。
【００６９】
（実施例および比較例の対比）
図３（Ａ）〜図３（Ｃ）において実線で示し、かつ翼型条件１として示すように、本実施例に係るブレード１０では、翼根部１１の翼型ｅＫＲ１２０Ｂ，中間部１２の翼型ｅＫＲ１２０Ａ，および翼端部１３の翼型ｅＫＲ０８０Ａ（図１（Ｂ）〜図１（Ｄ）参照）のいずれにおいても、翼厚分布は翼型条件１を満たしている。
【００７０】
これに対して、図３（Ａ）および図３（Ｂ）において破線で示す比較例１に係るブレード翼型では、翼型ＤＫＲ１２０Ｃの翼厚のピークは前端側に存在しており、翼型条件１を満たしていない。
【００７１】
また、図４（Ａ），図５（Ａ）および図６（Ａ）において実線で示し、かつ翼型条件３および翼型条件４として示すように、本実施例に係るブレード１０では、翼根部１１の翼型ｅＫＲ１２０Ｂ，中間部１２の翼型ｅＫＲ１２０Ａ，および翼端部１３の翼型ｅＫＲ０８０Ａのいずれにおいても、上翼高は翼型条件３を満たし、下翼高は翼型条件４を満たしている。同様に、図４（Ｂ），図５（Ｂ）および図６（Ｂ）において実線で示し、かつ翼型条件２として示すように、本実施例に係るブレード１０では、翼根部１１の翼型ｅＫＲ１２０Ｂ，中間部１２の翼型ｅＫＲ１２０Ａ，および翼端部１３の翼型ｅＫＲ０８０Ａのいずれにおいても、キャンバーは翼型条件２を満たしている。
【００７２】
これに対して、破線で示す比較例１に係るブレード翼型、点線で示す比較例２に係るブレード翼型、一点鎖線で示す比較例３に係るブレード翼型では、いずれも、翼型条件２〜４の２つを満たしていないか、翼型条件２〜４の全てを満たしていない。
【００７３】
さらに、図７（Ａ），図８（Ａ）および図９（Ａ）において実線および黒丸のシンボルで示すように、本実施例に係るブレード１０の翼型では、翼根部１１の翼型ｅＫＲ１２０Ｂ，中間部１２の翼型ｅＫＲ１２０Ａ，および翼端部１３の翼型ｅＫＲ０８０Ａのいずれにおいても、マッハ数に対するゼロ揚力ピッチングモーメント係数の大きさ｜Ｃｍ０｜は十分に小さくなっている。
【００７４】
これに対して、破線、点線または一点鎖線および白抜きのシンボルで示す比較例１〜３に係るブレード翼型では、本実施例よりも｜Ｃｍ０｜が明らかに大きくなっている。
【００７５】
また、図７（Ｂ），図８（Ｂ）および図９（Ｂ）において実線および黒丸のシンボルで示すように、本実施例に係るブレード１０では、翼根部１１の翼型ｅＫＲ１２０Ｂ，中間部１２の翼型ｅＫＲ１２０Ａ，および翼端部１３の翼型ｅＫＲ０８０Ａのいずれにおいても、ゼロ揚力抗力係数Ｃｄ０は十分に小さくなっている。
【００７６】
これに対して、破線、点線または一点鎖線および白抜きのシンボルで示す比較例１〜３に係るブレード翼型では、図７（Ｂ）に示す比較例２の翼型ＮＡＣＡ２３０１２（点線および白抜き正方形のシンボル）が低マッハ数で本実施例の翼型ｅＫＲ１２０Ｂと同程度のＣｄ０を実現している以外は、本実施例よりもＣｄ０が明らかに大きくなっている。なお比較例２の翼型ＮＡＣＡ２３０１２では、マッハ数が大きくなると本実施例の翼型ｅＫＲ１２０ＢよりもＣｄ０が大きくなる。
【００７７】
さらに、図７（Ｃ），図８（Ｃ）および図９（Ｃ）において実線および黒丸のシンボルで示すように、本実施例に係るブレード１０の翼型では、翼根部１１の翼型ｅＫＲ１２０Ｂ，中間部１２の翼型ｅＫＲ１２０Ａ，および翼端部１３の翼型ｅＫＲ０８０Ａのいずれにおいても、揚力係数Ｃｌ３００は、破線、点線または一点鎖線および白抜きのシンボルで示す比較例１〜３の各翼型と同程度の数値を実現することができる。
【００７８】
このように、本開示に係る回転翼航空機用ブレードは、翼型条件１〜４の全てを満たす翼型を有しているので、その揚力係数は従来と同等に維持できるとともに、その抗力係数およびピッチングモーメント係数を小さくすることが可能になる。それゆえ、このようなブレードを備える回転翼航空機は、高速で前進飛行する際には、当該ブレードに対する抗力およびロータトルクの増大を有効に抑制することができる。その結果、当該回転翼航空機の最高制限速度を増加させることが可能になる。また、本開示に係るブレードでは、揚力係数を維持して抗力係数を小さくできることから揚抗比を増加することができる。これにより、当該ブレードを備える回転翼航空機の航続距離を伸長させることができる。
【００７９】
なお、本発明は前記実施の形態の記載に限定されるものではなく、特許請求の範囲に示した範囲内で種々の変更が可能であり、異なる実施の形態や複数の変形例にそれぞれ開示された技術的手段を適宜組み合わせて得られる実施の形態についても本発明の技術的範囲に含まれる。
【産業上の利用可能性】
【００８０】
本発明は、ヘリコプタに代表される回転翼航空機および当該回転翼航空機が備えるブレードの分野に広く好適に用いることができる。
【符号の説明】
【００８１】
１０：ブレード
１０ａ：ブレードの前端
１０ｂ：ブレードの後端
１０ｃ：ブレードの翼上面
１０ｄ：ブレードの翼下面
１０ｅ：キャンバーライン
１０ｆ：タブ
１１：ブレードの翼根部
１２：ブレードの中間部
１３：ブレードの翼端部
２０：ヘリコプタ（回転翼航空機）
２１：メインロータ
２２：テールロータ
２３：エンジン
２４：動力伝達装置
２５；メインシャフト
２６：ハブ
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
2019189184.tif 000009
【図８】
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【図９】
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