@techreport{oai:jaxa.repo.nii.ac.jp:00040297,
 author = {青木, 誠 and 小曳, 昇 and 山川, 榮一 and 齊藤, 茂 and 重見, 仁 and 佐藤, 衛 and 神田, 宏 and Aoki, Makoto and Kobiki, Noboru and Yamakawa, Eiichi and Saito, Shigeru and Shigemi, Masashi and Sato, Mamoru and Kanda, Hiroshi},
 month = {Jul},
 note = {高性能/低騒音ヘリコプタ・ブレード用翼型が新しい概念を用いて提案された。ブレードの翼端付近では8%翼厚、ブレードの翼根付近では10%翼厚を持つ新しい翼型が設計された。この研究においては、現存する翼型に対して、高C(sub lmax)(最大揚力係数)かつ高M(sub dd)(抵抗発散マッハ数)を持つ翼型が空気力学特性に対する設計思想として考えられた。航空宇宙技術研究所にある2次元風洞を用いてそれら新翼型の空気性能を検証するための風洞試験が行われた。, High performance/low noise airfoils of a helicopter rotor have been proposed based on a new concept. Those new airfoils were designed for the blade tip section (8 percent thickness ratio) and for the blade root section (10 percent thickness ratio). In this study, the aerodynamic performance was set to be higher than C(sub lmax) (maximum lift coefficient), M(sub dd) (resistance divergence Mach number) and L/D (lift drag ratio) of existing airfoils. To verify the aerodynamic performance of the new airfoils, wind tunnel tests were conducted in the two dimensional transonic wind tunnel at NAL., 資料番号: AA0001657000, レポート番号: NAL TM-730},
 title = {高性能/低騒音ヘリコプタ・ブレード用翼型の研究:遷音速二次元風洞試験},
 year = {1998}
}