(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ブレード用高性能翼型において、翼型の各スパン方向の各翼弦方向での翼厚さが、表１に示す係数ａ0 ，ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 およびａ6 の±３％の範囲内の数値を使い、数式１で演算された大きさのものにされていることを特徴とするブレード用高性能翼型。
【数１】
0004486249.tif 000007
但し、数式１において、ｙは翼厚方向座標、ｘは翼弦方向座標、ｃは翼弦長、ｔは翼厚と翼弦長との比である、翼厚比（％）をそれぞれ示すものとする。
【表１】
0004486249.tif 000008
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ヘリコプタの上方に設けられ、回転により発生する揚力Ｌによって、ヘリコプタを空中に浮揚させるとともに、前進飛行に必要な推進力を発生させるロータブレード、若しくは航空機に推進力を発生させるプロペラ等に適用されるブレード用高性能翼型に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来のヘリコプタのロータブレード等に適用されるブレード用高性能翼型（以下単に翼型という）としては、米国航空評議委員会（National Advisory Comittee for Aeronautics：ＮＡＣＡ）により開発された、数式２で算出される翼弦方向の翼厚方向座標にされた、図４に示すＮＡＣＡ００ＸＸ系の翼型０１が用いられている。
【０００３】
【数２】
0004486249.tif 000002
【０００４】
但し、数２において、ｙは翼厚方向座標、ｘは翼弦方向座標、ｃは翼弦長、ｔは各翼弦方向が最大となる翼厚と翼弦長ｃとの比である翼厚比（％）をそれぞれ示している。
なお、数式２における翼厚比ｔの分母０．２は、単なる係数で特別の意味を有するものではない。
【０００５】
また、ＮＡＣＡにより開発されたヘリコプタのロータブレードに適用される翼型としては、各翼弦方向位置ｘ／ｃにおける翼型座標が、表４に示す数値にされて形成された翼型ＮＡＣＡ２３０１２等のＮＡＣＡ２３０ＸＸ系の翼型も用いられている。
【０００６】
なお、これらの翼型０１等の翼型系統を示す符号の数値のうち最後の二桁ＸＸは、当該翼型の翼弦長方向の翼型の最大翼厚と翼弦長ｃの比である、前述した翼厚比ｔを％で示すものである。
【０００７】
これらの翼型０１のうち、ＮＡＣＡ００ＸＸ系の翼型０１は、図４に示すように、翼型０１の上面および下面の形状が、前縁０４と後縁０５とを直線で結ぶ翼弦線ＣＬに対して対称に配置された、いわゆる、対称翼型と称する翼型にされている。
また、翼型のうち、ＮＡＣＡ２３０ＸＸ系の翼型の図示は省略しているが、ＮＡＣＡ２３０１２の翼型座標である表４から分かるように、翼弦方向位置ｘ／ｃの１５％付近が最大値になるようにされ、上方へわずかな凸形を形成させるようにしたキャンバを設けるようにした翼型にされている。
このため、図５に示されるＮＡＣＡ００ＸＸ系の翼型０１に作用する大気による空気力で示すように、前縁０４から翼弦長ｃの１／４の点である、いわゆる、空力中心ＣＰ回りの回転力を示すピッチングモーメントＭを無次元化したピッチングモーメント係数Ｃm は、表５に示す従来の翼型データで示されるように、ＮＡＣＡ００ＸＸ系、ＮＡＣＡ２３０ＸＸ系の翼型０１の双方ともに、対気速度Ｖの大きさに拘わらず、略零に近い非常に小さいものになる。
【０００８】
従って、このような翼型０１等の従来の翼型で形成されたヘリコプタ０７のブレード０６においては、前進飛行中のヘリコプタ０７に固有の、後述するブレード０６の迎角α（ピッチ角）の制御を行う頻繁に行うためのピッチ角制御装置にかかる構造的荷重を小さくすることができる利点がある。
すなわち、ヘリコプタ０７に使用されるブレード０６においては、各対気速度Ｖにおける揚力係数Ｃl ＝０のときのピッチングモーメント係数Ｃm は、０．０１以下にするというのが一般的になっている。
【０００９】
このために、その後、各ヘリコプタメーカから提案されている翼型、例えば、後述する図３に示す、より先進翼型である第３世代の翼型のＶＲ系、又は第２世代型の翼型であるＯＡ系、ＤＫＲ系又はＳＣ系等の翼型は、これらＮＡＣＡの開発した翼型を基に開発されたものと同様に、ピッチングモーメント係数Ｃm の小さい翼型にされて、使用されているのが現状である。
すなわち、ブレード０６用として使用される殆んどの翼型０１は、ピッチングモーメントＭを小さくするため、比較的、対称翼型に近い形状にされるのが通例となっている。
【００１０】
一方、近年になって、ヘリコプタ０７は、最大離陸重量の増加、いわゆる、ペイロードの増大化、飛行速度の高速化等が進められ、性能向上を図ることが緊急の課題となっている。
【００１１】
次に、このようなヘリコプタ０７のロータブレードとして使用されているブレード０６の作動および制御について説明する。
図６は、このようなヘリコプタ０７の前進飛行時のブレード０６の作動環境を示す平面図である。
【００１２】
図に示すように、ブレード０６は、通常平面視において反時計まわりに回転させるようにしており、このため、ヘリコプタ０７進行方向右側を回転するブレード０６では、ブレード０６の回転速度Ｒに伴う前進速度成分に、飛行時のヘリコプタ０７の前進速度Ｆが加わったものが対気速度Ｖとなるため、翼型０１は大きな対気速度Ｖにさらされることになる。
逆に、進行方向左側を回転するブレード０６は、ブレード０６回転速度Ｒの後進速度成分から前進速度Ｆが減らされた速度が対気速度Ｖになるため、翼型０１は遅い対気速度Ｖで移動することになる。
【００１３】
従って、このような翼型０１において、左右のブレード０６の迎角αを、例えば、同一にしておくと、対気速度Ｖの大小に対応して発生する揚力Ｌの差異に伴うアンバランスが生じ、ヘリコプタ０７の水平姿勢保持が困難になる。
このような、揚力Ｌのアンバランスを打消し、ヘリコプタ０７の水平姿勢を維持するためには、ヘリコプタ０７の進行方向右側で回転するブレード０６の揚力Ｌを小さくするため、図６（ｂ）に示すように、右側で回転するブレード０６では迎角αを小さくし、しかも、前進速度Ｆ方向と直交する位置を回転するときのブレード０６では、対気速度Ｖは最も大きくなるために、この位置で迎角αが最も小さくなるように、ブレード０６の回転角に対応して、迎角αを変える必要がある。
【００１４】
さらに、左側で回転し、対気速度Ｖが小さくなるブレード０６の揚力Ｌを大きくするため、図６（ｃ）に示すように、左側で回転するブレード０６では迎角αを大きくし、しかも、飛行方向と直交する位置を回転するブレード０６では、対気速度Ｖが最も小さくなるために、迎角αが最も大きくなるように回転角に対応して迎角αを変える必要がある。
この様に、ブレード０６の１回転中における、ブレード０６の迎角αをブレード０６の回転位置に応じてサイクリックに変化させるピッチ角制御が必要となり、ピッチ角制御装置の設置が必須のものとなる。
【００１５】
また、ブレード０６はスパン方向の長さが５〜６ｍにもなり、５Ｈｚで回転するブレード０６の回転方向各位置での迎角αをサイクリックに、しかも、スパン方向に一様に変化させるピッチ角制御装置は、図６に示すヘリコプタ０７の機体中心付近の機体上方に設けるようにしているために、ヘリコプタ０７のロータブレードに採用されるブレード０６の翼型０１には、前述したように、ブレード０６のピッチ角制御装置にかかる構造的荷重をできるだけ小さくするために、ピッチングモーメントＭを小さくすることが重要になる。
【００１６】
また、近年ヘリコプタ０７に要求されているペイロードの増大又は前進飛行性能向上のためには、翼型０１には、次の性能の実現が要求されることになる。
【００１７】
（１）高速飛行時の急激な抵抗Ｄ増加をおさえるための高抵抗発散マッハ数の実現。
すなわち、大気中を移動する飛行体（翼型０１）の対気速度Ｖが音速に近づくと、翼型０１の表面では衝撃波が発生し、急激に抵抗Ｄが増大し、その対気速度Ｖ以上に増速することができなくなる。
この抵抗Ｄが急激に増大する対気速度Ｖと音速との比であるマッハ数Ｍを抵抗発散マッハ数Ｍddといい、横軸にマッハ数Ｍを、縦軸に抵抗Ｄを無次元化した抵抗係数Ｃd を取った際、その曲線の傾きｄＣｄ／ｄＭが、０．１となるときのマッハ数Ｍで定義される抵抗発散マッハ数Ｍddの発生を、できるだけ大きなマッハ数Ｍで発生させるようにした、高抵抗発散マッハ数を実現することが、ヘリコプタ０７を高速で飛行させる、前進飛行性能を向上させるために要求されることになる。
【００１８】
（２）対気速度Ｖが低減する、前述したヘリコプタ０７の左側を回転するブレード０６等のように、対気速度Ｖが低減するにも拘わらず、大揚力を発生させるための高揚力装置の実現。
【００１９】
すなわち、ヘリコプタ０６の前進飛行時における水平バランスを維持するために、前述したように、ピッチ角制御装置により、対気速度Ｖが増大するヘリコプタ０７の右側を回転するブレード０６の迎角αに比較して、対気速度Ｖが低減するヘリコプタ０７の左側を回転するブレード０６の迎角αを大きくして、ヘリコプタ０７の左、右側のブレード０６に発生する揚力Ｌが均等になるように制御しているが、ペイロードの増加又は飛行速度の増加によっては、左側のブレード０６の迎角αを、より大きな迎角αにしなければ、水平飛行が維持できなくなることがある。
【００２０】
このために、迎角αの大きさに対するヘリコプタブレード０６で発生する揚力Ｌの大きさ、いわゆる、揚力Ｌを無次元した揚力係数Ｃl の迎角αの変化に対する変化である、揚力傾斜の大きさを大きなものにするとともに、迎角αの増加に伴い増加する揚力Ｌが最大値になった後急激に低減する迎角α、いわゆる、失速角をより大きなものにするようにして、翼型０１の最大揚力係数Ｃl max を大きくするための高揚力装置の実現が、前進飛行性能の向上、およびペイロードの向上のためには、要求されることになる。
【００２１】
さらには、空中のほぼ一定の位置で飛行する、ヘリコプタ０６固有のホバリング時、すなわち、揚力係数Ｃl が０．６で評定されるホバリング時の抵抗係数Ｃd を減少させて、ホバリング時の必要馬力を減少させ、ホバリング性能を向上させるため、翼型０１には、次の性能の実現も要求される。
【００２２】
（３）揚力係数Ｃl が０．６で評定されるホバリング時の揚力係数Ｃl と抵抗係数Ｃd との比である揚抗比Ｃl ／Ｃd の増大の実現。
等が求められている。
【００２３】
しかしながら、これらの要求に対し、従来の翼型０１では、前述したように、対称翼型に近い形状にされているため、表５の翼型データに示すように、ピッチングモーメントＭを無次元化したピッチングモーメント係数Ｃm は、小さくできるものの、最大揚力係数Ｃl max は比較的小さく、大揚力を発生させることは困難であり、また、抵抗発散マッハ数Ｍdd及び揚抗比Ｃl ／Ｃd も比較的小さくなり、前述したように、最大離陸重量の増加、飛行速度の高速化、およびホバリング時の必要馬力の低下が求められている、近年の性能を向上させる必要のあるヘリコプタ０７のブレード０６への適用には問題があった。
【００２４】
【発明が解決しようとする課題】
本発明のヘリコプタブレード用翼型は、従来のブレード用翼型に比べ、従来と同様に、ピッチングモーメント係数を小さく保つと同時に、高抵抗発散マッハ数、高最大揚力係数、及び高揚抗比を実現できる翼型にして、近年になって、急速に進められているヘリコプタ離陸時の最大離陸重量の増加、前進飛行時の飛行速度の高速化にも対応でき、さらには、ホバリング時における必要馬力を低下させることができ、ホバリング性能をも向上させることのできるブレード用翼型を提供することを課題とする。
【００２５】
【課題を解決するための手段】
このため、第１番目の本発明のブレード用高性能翼型は、次の手段とした。
【００２６】
（１）翼型の各スパン方向の翼弦方向各位置での翼厚さが前述した数式１で表わされ、数１で使用される係数ａ0 ，ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 およびａ6 が、表１に記載された数値の±３％の範囲の数値を使用して算出される形状の翼型にされるものとした。
すなわち、本発明のブレード用高性能翼型は、失速を遅らせ高最大揚力を発生させるため、図１の太線のＡ部に示すように、従来の翼型に比較して大きな前縁半径を有し、さらに、高最大揚力を発生させるため、図４の翼型を示す図１における細線で示す従来の対称翼型に近い形状から、図１の太線で示す大きなキャンバを有し、非対称性が強くなる非対称翼型のものとした。
【００２７】
また、飛行時の抵抗増加を押さえるため、さらには、高速飛行を可能にする高抵抗発散マッハ数を実現するため、翼型の上面および下面における中央部のＢ部およびＣ部を、従来の翼型の中央部の円弧面から、平らな形状に近い形状になるものにした。
また、ブレード用翼型、特に、ヘリコプタのロータブレードとして使用されるブレード用翼型では重要であり、従来からほぼ零近くにされていたピッチングモーメント係数を、従来と同様の大きさにおさえるため、翼型の後縁近傍の形状を、Ｄ部で示すように下に凸の形状となる、いわゆる逆キャンバ性の強い翼型になるものにした。
【００２８】
（ａ）これにより、本発明のブレード用翼型では、大きな前縁半径を設けた翼型とすることにより、翼前縁部での急激な圧力や速度の変化をおさえて、翼前縁部Ａで発生する剥離をおくらせ、できるだけ翼面の後流側で起させるようにすることにより、剥離の発生に伴い生じる失速が、より高迎角で起るように遅らせて、高最大揚力になる大きな揚力を発生できるものにすることができるようになる。
【００２９】
また、大きなキャンバを設けるようにして、強い非対称性の翼型にしたことにより、同一の迎角において、対称翼型に近い従来の翼型に比べ、高揚力を発生させることができるようになる高揚力傾斜のものにし、しかも、高迎角まで失速を起さないようにし、表３に示すように、最大揚力係数Ｃl max が１．３２になる、高最大揚力のものにすることができるようになる。
【００３０】
また、このキャンバを大きくすることにより、翼型の厚みを薄くしても高揚力を発生させることができ、さらには、翼型の厚みを従来の翼型に比べ薄くすることにより、揚力係数Ｃl ＝０．６で評定されるホバリング時の翼型の抵抗を、より小さい０．００９７程度にまで小さくすることができ、これにより揚抗比が６１．９になる高揚抗比を実現させることができ、ホバリング時に必要とする動力を小さくすることができる。
さらに、翼型の厚みを従来の翼型に比べて薄くすることは、翼型の上面のＢ部及び下面のＣ部を平らにすることとあいまって、飛行時の抵抗増大をおさえることができ、特に、衝撃波の発生を、対気速度がより音速に近くなるまでおさえ、抵抗発散マッハ数を０．８６程度にまで向上させることができ、より音速に近い対気速度によるブレードの回転による高速飛行ができるようになる、高抵抗発散マッハ数を実現できる翼型とすることができる。
【００３１】
また、翼型後縁近傍を、下に凸の形状をつくったＤ部で示すようにすることにより、翼型の前方とは逆方向のキャンバを設けたことにより、翼型後縁近傍では、迎角０°付近においては、下向きの揚力が発生し、しかも、この揚力発生個所が空力中心ＣＰから離れ、モーメントアームを大きくする位置であるために、迎角０°付近において、後縁部をのぞく翼型全体で発生するピッチングモーメントと相殺する逆方向の大きなピッチングモーメントを、翼型後縁近傍に発生させることができ、翼型を対称翼型から大きなキャンバを設けるものにしたものに拘わらず、翼型全体のピッチングモーメント係数を０．０１以下のものにでき、従来使用されているブレードと同様に小さいものにすることができる。
【００３２】
従って、本発明は、表５に示す従来の翼型データに比較して、表３に示すように、従来の翼型と同様にピッチングモーメント係数Ｃn を小さくして、ピッチ角制御装置にかかる構造的荷重を小さくすることができるとともに、抵抗係数Ｃd を小さくでき、従来同様のエンジンで飛行速度を向上させることができる。
また、揚抗比Ｃl ／Ｃd を大幅に大きくでき、ホバリング時のエンジンに必要な馬力を大幅に小さくすることができる。
【００３３】
さらには、抵抗発散マッハ数Ｍddを高くでき、音速により近い高マッハ数になるまで、急激な抵抗増大を抑えることができ、特に、ブレードの対気速度を音速近傍まで高めることができ、高速で飛行できる高速性能に秀れたヘリコプタとすることができる。
また、本発明は前縁半径を大きくし、大きなキャンバを有する翼型にすることによりピッチングモーメント係数を大きくすることなく、また翼厚を大きくすることなく揚力係数を大きくでき、しかも失速角がより大きくなることから高揚力を発生させることができ、搭載重量の大きいヘリコプタとすることができる。
【００３４】
【発明の実施の形態】
以下、本発明のブレード用翼型の実施の一形態を図面にもとづき説明する。
図２は、本発明のブレード用翼型の実施の第１形態を示す図で、表１に示す係数を使い、前述した数式１によって算出した翼型１で、この翼型０１を実質的に規定する翼型座標は、表２に示す数値の±３％以内のものとなっている。
この図２で示す実施の第１形態の翼型１では、ヘリコプタ０７のブレード０６の８０％スパン位置よりも付け根側で用いられて好適な翼型１にするために、翼厚比ｔは、９％と大きくしている。
【００３５】
前述したように、ブレード０６が進行方向と反対の方向に回るときブレード０６からみた対気速度Ｖは、回転速度Ｒの後進速度成分から、ヘリコプタ０７の前進速度Ｆを差し引いたものとなり、低速域となり、進行方向に回り対気速度Ｖの大きくなるブレード０６とのバランスを保つためには、迎角αを大きくとることになるが、ブレード０６の内側ではさらに速度が小さくなるため、大きな迎角αでも失速することなく、大きな揚力Ｌが得られるように最大揚力係数Ｃl max を大きなものにしなければならない。
【００３６】
このため、図に示すように、本実施の形態のブレード用翼型は、失速が高迎角になるまで生じないように遅らせ、高最大揚力を発生させるため、図１における従来の翼型０１との比較からも明らかなように、Ａ部で示す前縁部は、大きな前縁半径のものにし、さらに、高最大揚力を発生させるため、従来の対称翼型に近い形状から、翼弦方向の各ステーションＸ／Ｃでの翼厚の中央を結んだキャンバラインが、前縁４と後縁５とを直線で結ぶ翼弦線ＣＬより、大きく上方にずれたものになる、大きなキャンバを持ち、大きな非対称性の非対称翼型になるものにした。
【００３７】
また、高速飛行時の抵抗Ｄ増加を押さえるための、高抵抗発散マッハ数を実現するため、翼型１の上面および下面における中央部のＢ部およびＣ部における形状を、小さい曲率にされた従来の翼型の中央部の円弧面より大きい曲率半径、換言すれば、平らな形状に近い形状になるものにした。
また、ピッチングモーメント係数Ｃm を、従来の翼型０１同様の大きさにおさえるため、後縁５近傍の形状をＤ部で示すように下に凸の形状となる逆キャンバ形状のものにするとともに、後縁５は製造上の理由から図２（ｂ）に示すように鉛直に切断した形状のものにした。
【００３８】
これにより、本実施の形態のブレード用翼型では、大きな前縁半径を設けた翼型１としたことにより、翼前縁部Ａでの急激な圧力や速度の変化をおさえられるので、翼前縁部Ａに沿って流れる大気の流れＦが、より後流側まで翼面に沿って流れるようになり、剥離ができるだけ翼面の後流側で起させることができ、剥離の発生に伴う失速を遅らせて、高最大揚力が得られるものにすることができるようになる。
【００３９】
また、後縁５を除く翼型１の翼弦方向の殆んどの部分に、上方に向けて凸になる大きなキャンバを設けるようにして、非対称性の強い翼型１にしたことにより、同一の迎角αにおいて、対称翼型に比較して高揚力を発生させることができ、さらには、迎角αの変化に対して揚力係数Ｃl が大きく変化する、高揚力傾斜の大きいものにすることができ、高最大揚力係数を実現できるものにできるようになる。
【００４０】
また、このキャンバの大きさを大きくしたことにより、翼型１の厚みを薄くしても高揚力を発生させることができ、前述したように、高最大揚力係数のものにでき、さらに、翼型１の厚みを従来の翼型１に比べ薄くしたことにより、抵抗Ｄを小さくすることができる。
これにより、高揚抗比を実現させることができるとともに、飛行時の抵抗Ｄ増大をおさえ、さらには、急激に抵抗が増大する抵抗発散マッハ数Ｍddがより音速に近くなる、高抵抗発散マッハ数の翼型０１を実現することができる。
【００４１】
なお、本実施の形態の翼型１のように付け根側で用いられる、いわゆる内翼の揚抗比は、マッハ数Ｍ＝０．５で評定されることになっているが、表５に示す実施の形態翼型データの抵抗係数Ｃd および揚抗比Ｃl ／Ｃd は、Ｍ＝０．６のデータを示している。
【００４２】
また、翼型１の上面のＢ部及び下面のＣ部を平らにすることによって、高速時の衝撃波の発生を、音速に近いマッハ数近傍までおさえることができ、翼型１を薄くすることと相まって、高速飛行時の抵抗Ｄをより小さくすることができ、さらには、高抵抗発散マッハ数を実現でき、音速に近いマッハ数Ｍまでブレード０６の対気速度Ｖを高めることが可能になる。
【００４３】
また、翼型１の後縁近傍では、翼型１の他の部分と異り、キャンバラインが翼弦線ＣＬより大きく下方にずれた、下に凸の形状をつくったＤ部で示す形状の逆キャンバを設けたことにより、翼型後縁近傍では、迎角０°付近において、下向きの揚力Ｌが発生し、しかも、下向きの揚力Ｌが発生する位置が、圧力中心ＣＰ（Ｘ／Ｃ＝０．２５）より離れた位置であるため、迎角０°付近において後縁０５部をのぞく翼型全体で発生するピッチングモーメントＭと相殺する逆方向のピッチングモーメントＭを発生させることができ、翼型１を対称翼型から大きなキャンバを設けた非対称翼にしたにも拘わらず、翼型１全体のピッチングモーメント係数Ｃm を、従来の対称翼と同様に小さいものにすることができる。
【００４４】
さらに、後縁５を鉛直面を形状するように切断した形状にしたので、ＦＲＰで形成される上面２と下面３との合せ面の形状の成形が容易になる。
【００４５】
すなわち、本実施の形態のブレード用翼型では、表３に示すように、表５に示す従来の翼型０１に比較して、最大揚力係数Ｃl max を大きなものにでき、また、ホバリング時の揚力係数Ｃl が０．６になるときの抵抗係数Ｃd を小さくでき、揚抗比Ｃl ／Ｃd を大幅に大きくできる。
さらに、抵抗発散マッハ数Ｍddも、従来の翼型０１に比較して小さくすることができる。
【００４６】
なお、表５におけるＮＡＣＡ０００６のＭdd＝１．３８に比較して、本実施の形態のＭddは、１．３２と小さなものになっているが、これは翼厚比ｔが前者では６％であるのに対して、表５に示すものは９％のデータを示しているためで、同じ翼厚比ｔのもので比較すれば、より高抵抗発散マッハ数にできることは、ＮＡＣＡ００１２およびＮＡＣＡ２３０１２のデータとの比較から容易に推定できるものである。
【００４７】
また、ブレード用高性能翼型のうち、内翼型に使用されるものでは、このような性能を、ピッチングモーメント係数Ｃm を大きくすることなく向上させることが必要であり、内翼側に使用される翼型としては、０．０３以下のピッチングモーメント係数というのが一般的な値となっており、本実施の形態の翼型では、何れのマッハ数Ｍでも満足するものとなっている。
【００４８】
さらに、図３は、本実施の形態の翼型１の最大揚力係数Ｃl max と抵抗発散マッハ数Ｍddの値をＮＡＣＡ００ＸＸ系を含む、従来のヘリコプタブレード用翼型の他の翼型と比較したものを示すものであるが、この図においては、図の右上に来るほど高性能であることを示すが、本実施の形態のヘリコプタブレード用高性能翼型では、従来のものに比較して、より秀れていることがこの図からもわかる。
【００４９】
特に、本実施の形態の翼型１と同様に秀れた空力特性を示すものとして、図に示すＶＲ−１２等があるが、これらの翼型は翼厚比ｔが１０．６％にされており、これに対して、本実施の形態の翼型１では翼厚比を９％にして、同等の空力特性を有し、しかも翼厚比ｔの減少に伴う抵抗係数を減少させることができ、より秀れた翼型１とすることができる。
【００５０】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明のブレード用翼型においては、翼型の各翼弦方向位置での上面側および下面側の翼厚さが数１で表わされ、前記数１中の係数ａ0 ，ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 およびａ6 が、表１に示す数値の±３％の範囲の数値にされているものとした。
【００５１】
これにより、本発明に係るブレード用翼型は、大きな前縁半径、後縁形状を除き大きなキャンバ、平らな上・下面および下に凸の後縁形状を有するものとなり、高最大揚力、高抵抗発散マッハ数、高揚抗比及び低ピッチングモーメントのものにすることができ、ヘリコプタブレードの外翼側の使用に好適なものとすることができる。
【００５２】
【表２】
0004486249.tif 000003
【００５３】
【表３】
0004486249.tif 000004
【００５４】
【表４】
0004486249.tif 000005
【００５５】
【表５】
0004486249.tif 000006
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のブレード用高性能翼型と従来のブレード用翼型との比較を示す翼型断面図、
【図２】本発明のブレード用高性能翼型の実施の第１形態を示す翼型断面図、図２（ａ）は全断面図、図２（ｂ）は図２（ａ）に示すＥ部の詳細断面図、
【図３】従来のブレード用翼型および本実施の形態の翼型の最大揚力係数と抵抗発散マッハ数の関係を示す図、
【図４】従来のブレード用翼型のうち、ＮＡＣＡ００ＸＸ系の翼型断面図、
【図５】ブレード用翼型に働く空気力を示す図、
【図６】ヘリコプタの前進飛行時のブレードの作動を示す図である。
【符号の説明】
０１      翼型
０２      上面
０３      下面
０４      前縁
０５      後縁
０６      ブレード
０７      ヘリコプタ
１        翼型（実施の第１形態）
２        翼型（実施の第２形態）
ａ0 ，ａ1 ，ａ2 ，ａ3 ，ａ4 ，ａ5 ，ａ6   係数
ｙ        翼厚方向座標
ｘ        翼弦方向座標
Ｃ        翼弦長
ＣＬ      翼弦線
ｔ        翼厚比
Ｃl       揚力係数
Ｃl max   最大揚力係数
Ｃd       抵抗係数
Ｃm       ピッチングモーメント係数
Ｃp       空力中心
Ｆ        前進速度
Ｒ        回転速度
Ｖ        対気速度
α        迎角
Ｍ        マッハ数
Ｍdd      抵抗発散マッハ数
Ｌ        揚力
Ｄ        抗力（抵抗）
Ｍ        ピッチングモーメント
ρ        空気密度
Ａ        大気の流れ方向
【図１】
0004486249.tif 000009
【図２】
0004486249.tif 000010
【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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