JPH05319395A - Boundary layer control device for rotor blade of airplane having rotary wing - Google Patents
Boundary layer control device for rotor blade of airplane having rotary wingInfo
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- JPH05319395A JPH05319395A JP13387992A JP13387992A JPH05319395A JP H05319395 A JPH05319395 A JP H05319395A JP 13387992 A JP13387992 A JP 13387992A JP 13387992 A JP13387992 A JP 13387992A JP H05319395 A JPH05319395 A JP H05319395A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は回転翼航空機のローター
ブレードの境界層を制御する装置に係り、特に回転翼航
空機のローターブレードに吹出ノズルを設け、翼面に沿
って圧縮空気を吹き出して境界層の制御を行う回転翼航
空機のローターブレードの境界層制御装置に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an apparatus for controlling a boundary layer of a rotor blade of a rotary wing aircraft, and more particularly, a rotor blade of the rotary wing aircraft is provided with a blow-out nozzle, and compressed air is blown along the wing surface to form a boundary. The present invention relates to a boundary layer control device for rotor blades of a rotary wing aircraft that controls layers.
【０００２】[0002]
【従来の技術】一般に固定翼機の翼面に沿って圧縮空気
を吹き出して翼断面上の境界層を制御する技術が知られ
ている。この技術が揚力を発生する翼の迎角の増大や、
翼の抵抗の発散を遅延させるのに有効なことは技術文献
「ＦＬＵＩＤ ＤＹＮＡＭＩＣＬＩＦＴ」や「ＡＤ／Ａ
１６０７１８」等に紹介されている。2. Description of the Related Art Generally, a technique is known in which compressed air is blown out along a blade surface of a fixed-wing aircraft to control a boundary layer on a blade cross section. This technology increases the angle of attack of the wings that generate lift,
What is effective in delaying the divergence of the wing resistance is the technical literature “FLUID DYNAMICLIFT” and “AD / A
160718 ”and the like.
【０００３】この技術を利用した特許には下記のような
ものがある。 ・特開昭５１−７９４９９号公報の固定翼を持つＳＴＯ
Ｌ，ＶＴＯＬ機の主翼に関するもの ・特開昭５７−８０９９８号公報、特開昭５８−１６４
４９９号公報の固定翼機の可動翼（舵面）に関するも
の。 ・特開昭５４−１５１２９８号公報の固定翼機の主翼吹
出し装置の改良技術に関するもの しかし、これらはいずれも固定翼機の翼面に圧縮空気を
吹き出すものである。これに対して、回転翼航空機は機
体自体の前進速度の影響によってローターブレードが機
体の進行方向と同一方向に回動するときと、機体の進行
方向と逆の方向に回動するときとでは空気に対する翼の
相対速度が異なるため、境界層を制御する圧縮空気の吹
出しタイミングと流量と圧力などの制御が困難であっ
た。このため、従来の回転翼航空機はローターブレード
の翼面に圧縮空気を吹き出す境界層制御装置を有してお
らず、主に翼断面の形状（以下翼形という）等の幾何学
形状の改良によってローターブレードの空力性能の改善
を図っていた。The following patents utilize this technology. .STO having fixed blades disclosed in JP-A-51-79499
Related to main wing of L, VTOL machine. JP-A-57-80998 and JP-A-58-164.
Related to the movable wing (control surface) of the fixed wing aircraft of Japanese Patent Publication No. 499. A technique for improving the main wing blowing device of a fixed wing machine disclosed in Japanese Patent Laid-Open No. 54-151298. However, all of them are for blowing compressed air to the wing surface of the fixed wing machine. On the other hand, a rotary wing aircraft uses air when the rotor blade rotates under the influence of the forward speed of the aircraft itself in the same direction as the traveling direction of the aircraft and when it rotates in the opposite direction to the traveling direction of the aircraft. Since the relative velocity of the blade with respect to is different, it was difficult to control the blowout timing, flow rate, and pressure of the compressed air that controls the boundary layer. For this reason, conventional rotary wing aircraft do not have a boundary layer control device that blows compressed air to the wing surface of the rotor blade, and it is mainly due to the improvement of the geometrical shape such as the shape of the wing cross section (hereinafter referred to as the wing shape). It was trying to improve the aerodynamic performance of the rotor blade.
【０００４】[0004]
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、上記圧
縮空気の境界層制御装置を有しない従来の回転翼航空機
では、ローターブレードの空力性能の改善に限界があっ
た。一般に、ローターブレードが回転翼航空機の前進方
向と同一方向に回動する前進側領域では、空気に対する
ローターブレードの相対速度が増加して極めて大きいの
で、空気に対する翼の相対速度が所定のマッハ数より大
きくなった時に抵抗が急激に発散的に増大する抵抗発散
現象が問題となる。これに対し、ローターブレードが回
転翼航空機の前進方向と逆方向に回動する後退側領域で
は、空気に対するローターブレードの相対速度が減少し
て比較的小さく、かつ、翼の断面迎角が大きいので、翼
の迎角が所定の失速迎角より大きくなった時に急激に揚
力を失う失速現象が問題となる。このため、従来の回転
翼航空機では飛行速度の増大に伴って、後退側領域では
ローターブレードの失速現象に伴って抵抗が急増すると
共に、ローターの振動が激しくなり、一方、前進側領域
ではローターブレードの抵抗発散現象に伴って抵抗が急
増すると共にショックストールを原因とする振動が発生
した。これら現象により、回転翼航空機に高出力のエン
ジンを搭載しても高速性能において固定翼機に遠く及ば
ない問題があった。However, in the conventional rotary-wing aircraft that does not have the above-mentioned boundary layer control device for compressed air, there is a limit in improving the aerodynamic performance of the rotor blades. Generally, in the forward region where the rotor blades rotate in the same direction as the forward direction of the rotary wing aircraft, the relative speed of the rotor blades to air increases and is extremely large, so the relative speed of the blades to air is greater than the specified Mach number. A problem is the resistance divergence phenomenon in which the resistance rapidly and divergently increases when it becomes large. On the other hand, in the retreat side region where the rotor blades rotate in the direction opposite to the forward direction of the rotorcraft, the relative speed of the rotor blades to the air decreases and is relatively small, and the cross-section angle of attack of the blades is large. The problem is the stall phenomenon where the lift force is suddenly lost when the angle of attack of the wing becomes larger than the predetermined stall angle of attack. Therefore, in a conventional rotary-wing aircraft, as the flight speed increases, the resistance rapidly increases due to the stall phenomenon of the rotor blade in the retreat side region, and the rotor vibration becomes severe, while the rotor blade in the forward side region increases. The resistance suddenly increased due to the resistance divergence phenomenon and the vibration due to the shock stall occurred. Due to these phenomena, even if a high-power engine is mounted on a rotary wing aircraft, there is a problem that it is far behind the fixed-wing aircraft in high-speed performance.
【０００５】そこで、本発明の目的は上記従来の回転翼
航空機の問題を解決し、高速性能を発揮するうえで障害
となる後退側領域でのローターブレードの失速現象の発
生と、前進側領域でのローターブレードの抵抗発散現象
の発生とを遅延させ、回転翼航空機の高速性能を改善す
る回転翼航空機のローターブレードの境界層制御装置を
提供することにある。Therefore, an object of the present invention is to solve the problems of the conventional rotary wing aircraft and to cause the stall phenomenon of the rotor blade in the backward side region which is an obstacle to exhibiting high speed performance, and in the forward side region. Another object of the present invention is to provide a boundary layer control device for a rotor blade of a rotorcraft, which delays the occurrence of the resistance divergence phenomenon of the rotor blade and improves the high speed performance of the rotorcraft.
【０００６】[0006]
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に本発明による回転翼航空機のローターブレードの境界
層制御装置は、ローターブレードの長手方向に渡って設
けられた空気の吹出ノズルと、この吹出ノズルに連通す
るローターブレード内のダクトに、ローターブレードが
前進側領域と後退側領域の所定の角度範囲内にあるとき
にシャフトを介して圧縮空気を分配供給すると共に、前
記角度範囲を調整可能にした分配弁と、圧縮空気の圧力
と流量を制御する制御弁と、エアデータセンサーによ
り、前記分配弁と制御弁を制御する制御装置とを設けた
ことを特徴とするものである。In order to achieve the above object, a boundary layer control device for a rotor blade of a rotary wing aircraft according to the present invention comprises an air blowing nozzle provided in the longitudinal direction of the rotor blade, and The duct within the rotor blade that communicates with the blow-out nozzle can be supplied with compressed air via the shaft when the rotor blade is within a predetermined angle range between the forward side region and the backward side region, and the angle range can be adjusted. The distribution valve, the control valve for controlling the pressure and the flow rate of the compressed air, and the control device for controlling the distribution valve and the control valve by the air data sensor are provided.
【０００７】[0007]
【作用】本発明による回転翼航空機のローターブレード
の境界層制御装置は、ローターブレードの長手方向に渡
って設けられた空気の吹出ノズルと、この吹出ノズルに
連通するローターブレード内のダクトに、ローターブレ
ードが前進側領域と後退側領域の所定の角度範囲内にあ
るときにシャフトを介して圧縮空気を分配供給すると共
に、前記角度範囲を調整可能にした分配弁と、エアデー
タセンサーの検出データに基づいて分配弁と制御弁とを
制御する制御装置とを有している。上記制御装置は、回
転翼航空機の飛行速度や飛行方向や飛行姿勢角等の飛行
条件に応じてエンジンの出力とローターブレードのピッ
チ角とを制御すると共に、このエンジン出力とローター
ブレードのピッチ角に対して圧縮空気の圧力・流量が最
適となるように制御弁に対して制御指令を出し、かつ、
圧縮空気の吹出し角度範囲が最適となるように分配弁に
対して回転の制御指令を出す。この制御装置の制御指令
に基づいて制御弁は弁の開度を調整し、分配弁は圧縮空
気を吹き出す角度範囲を変化させ、このことにより、ロ
ーターブレードが前進側領域と後退側領域の最適の角度
範囲内にある時に、吹出ノズルからそれぞれ最適な流量
と圧力の圧縮空気が吹き出される。この圧縮空気の吹出
しにより、前進側領域ではローターブレードの抵抗発散
現象の発生が遅れ、後退側領域ではローターブレードの
失速現象の発生が遅れ、全体として回転翼航空機の高速
性能が大幅に改善される。A boundary layer control device for rotor blades of a rotary wing aircraft according to the present invention includes an air blowing nozzle provided in the longitudinal direction of the rotor blade and a rotor in a duct in the rotor blade communicating with the blowing nozzle. When the blade is within the predetermined angle range of the forward side area and the backward side area, the compressed air is distributed and supplied through the shaft, and the angle range can be adjusted. It has a control device which controls a distribution valve and a control valve based on it. The control device controls the output angle of the engine and the pitch angle of the rotor blade according to the flight conditions such as the flight speed and the flight direction of the rotorcraft and the flight attitude angle, and the engine output and the pitch angle of the rotor blade. On the other hand, issue a control command to the control valve so that the pressure and flow rate of compressed air are optimal, and
A rotation control command is issued to the distribution valve so that the compressed air blowing angle range is optimized. Based on the control command of this control device, the control valve adjusts the opening degree of the valve, and the distribution valve changes the angular range for blowing out compressed air, which allows the rotor blades to be optimally positioned in the forward side region and the backward side region. When in the angular range, compressed air of the optimum flow rate and pressure is blown out from the blowing nozzle. Due to this blowing of compressed air, the occurrence of resistance divergence of the rotor blades is delayed in the forward region and the stall phenomenon of the rotor blades is delayed in the backward region, greatly improving the high-speed performance of the rotorcraft as a whole. ..
【０００８】[0008]
【実施例】以下本発明の実施例について、添付の図面を
参照して説明する。本発明の要部は回転翼航空機のロー
ターブレードの境界層制御装置の構成にあるが、理解容
易のために最初に本発明の境界層制御装置を備えた回転
翼航空機全体について説明する。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the accompanying drawings. Although the main part of the present invention is the configuration of the boundary layer control device for rotor blades of a rotary wing aircraft, for the sake of easy understanding, the entire rotary wing aircraft provided with the boundary layer control device of the present invention will be described first.
【０００９】図１０は本発明の境界層制御装置を備えた
回転翼航空機の全体を示している。回転翼航空機１は機
体上部にローター２を有し、このローター２は一対のロ
ーターブレード３を有し、回転翼航空機１が方向Ｆに飛
行する時は、ローターブレードを方向Ｒに回転させなが
ら、ローターブレード３の回転面を進行方向Ｆにやや傾
斜させる。傾斜したローターブレード３の回転面が発生
する推力の垂直成分と水平成分とによって回転翼航空機
１はそれぞれ浮力と推進力とを得る。FIG. 10 shows an entire rotorcraft equipped with the boundary layer control device of the present invention. The rotorcraft 1 has a rotor 2 on the upper part of the fuselage, and the rotor 2 has a pair of rotor blades 3. When the rotorcraft 1 flies in the direction F, while rotating the rotor blades in the direction R, The rotation surface of the rotor blade 3 is slightly inclined in the traveling direction F. The rotorcraft 1 obtains buoyancy and propulsion by the vertical and horizontal components of the thrust generated by the inclined rotor blade 3 rotation surface.
【００１０】図１０に示すように、ローターブレード３
の回転中心を中心として回転翼航空機１の進行方向を１
８０°、進行方向と逆の方向を０°として反時計回りに
方位角ψを定義すると、方位角ψ＝０°乃至方位角ψ＝
１８０°の前進側領域Ｉでは、空気に対するローターブ
レード３の相対速度は回転翼航空機１の飛行速度の影響
によって増加し、かつ、ローターブレード３の回転面の
傾斜によって空気に対するローターブレード３の翼断面
の相対的な迎角が減少する。このことにより、前進側領
域Ｉでは、空気に対するローターブレード３の相対速度
が所定のマッハ数より大きくなった時に抵抗が急激に増
大する抵抗発散現象が問題となる。これに対し、方位角
ψ＝１８０°乃至方位角ψ＝３６０°の後退側領域IIで
は、空気に対するローターブレード３の相対速度は回転
翼航空機１の飛行速度の影響によって減少し、かつ、ロ
ーターブレード３の回転面の傾斜によって空気に対する
ローターブレード３の翼断面の相対的な迎角が増加す
る。このことにより、後退側領域IIでは空気に対するロ
ーターブレード３の翼断面の相対的な迎角が大きくな
り、この相対的迎角が所定の値より大きくなったとき
に、ローターブレード３の翼断面が揚力を失って失速す
る失速現象が問題となる。図中斜線を付して示した前進
側領域Ｉの所定角度範囲内の領域Ｉa と、後退側領域II
の所定角度範囲内の領域IIa は、上記抵抗発散現象と失
速現象が特に問題となる領域であり、本発明の境界層制
御装置による圧縮空気の吹出しを行う角度範囲を示しい
る。As shown in FIG. 10, the rotor blade 3
The direction of travel of the rotorcraft 1 about the center of rotation of
If the azimuth angle ψ is defined counterclockwise with 80 ° and the direction opposite to the traveling direction as 0 °, the azimuth angle ψ = 0 ° to the azimuth angle ψ =
In the forward side region I of 180 °, the relative speed of the rotor blade 3 with respect to air increases due to the influence of the flight speed of the rotorcraft 1, and due to the inclination of the rotation surface of the rotor blade 3, the blade cross section of the rotor blade 3 with respect to air is increased. The relative angle of attack of is reduced. As a result, in the forward region I, there is a problem of a resistance divergence phenomenon in which the resistance rapidly increases when the relative speed of the rotor blade 3 with respect to the air becomes higher than a predetermined Mach number. On the other hand, in the retreat side region II where the azimuth angle ψ = 180 ° to the azimuth angle ψ = 360 °, the relative speed of the rotor blade 3 with respect to the air decreases due to the influence of the flight speed of the rotorcraft 1, and the rotor blade The inclination of the rotating surface of 3 increases the relative attack angle of the blade cross section of the rotor blade 3 with respect to air. As a result, the relative attack angle of the blade section of the rotor blade 3 with respect to the air in the retreat side region II becomes large, and when this relative attack angle becomes larger than a predetermined value, the blade section of the rotor blade 3 becomes The stall phenomenon of losing lift and stalling becomes a problem. An area Ia within a predetermined angle range of the forward-side area I shown by hatching in the figure and a backward-side area II
A region IIa within the predetermined angle range is a region in which the resistance divergence phenomenon and the stall phenomenon are particularly problematic, and indicates an angle range in which compressed air is blown out by the boundary layer control device of the present invention.
【００１１】図１は本発明の境界層制御装置の構成を概
略示している。本発明の境界層制御装置４を有する回転
翼航空機１は、エンジン５と、ローターギヤ６ａ，６ｂ
を介してエンジン５によって駆動されるローター２とを
有している。このローター２は、ローターギヤ６ｂと一
体に形成されたシャフト７と、シャフト７の上端に枢支
されたローターブレード３と、ローターブレード３のピ
ッチ角を調整するスワッシュプレート８およびそのアク
チュエーター９とを有している。シャフト７は中空に形
成され、このシャフト７の中空部分には分配弁１０が入
れ子状に貫設されている。分配弁１０は、内部に２つの
空気流路１０ａ，１０ｂを有し、それぞれの空気流路１
０ａ，１０ｂは下端で一対の可撓継手１１ａ，１１ｂと
抽気ダクト１２ａ，１２ｂとを介してエンジン５の空気
圧縮部に連通している。空気流路１０ａ，１０ｂの上端
は、前進側領域Ｉと後退側領域IIとにそれぞれ開口する
扇状開口部１０ｃ，１０ｄに連続し、シャフト１０の上
端の一部を介してローターブレード３内に形成されたダ
クト１３に連通している。また、分配弁１０の外周面に
は分配弁用アクチュエーター１４が連結されており、こ
の分配弁用アクチュエーター１４の作動によって分配弁
１０は回転するように構成されている。また、抽気ダク
ト１２ａ，１２ｂの途中にはそれぞれ開閉弁１５ａ，１
５ｂと制御弁１６ａ，１６ｂとが設けられている。ま
た、本発明の境界層制御装置４はエンジン５と、開閉弁
１５ａ，１５ｂと、制御弁１６ａ，１６ｂと、分配弁用
アクチュエーター１４と、ローターブレード３のピッチ
角調整用のアクチュエーター９とを全体として制御する
制御装置１７を有している。この制御装置１７は大気の
気圧、気温、機体の対気速度、姿勢角等を検知するエア
データセンサー１８と信号伝達可能に接続されている。FIG. 1 schematically shows the structure of the boundary layer control device of the present invention. A rotary wing aircraft 1 having a boundary layer control device 4 of the present invention includes an engine 5 and rotor gears 6a and 6b.
And the rotor 2 driven by the engine 5 via the. The rotor 2 includes a shaft 7 formed integrally with a rotor gear 6b, a rotor blade 3 pivotally supported on the upper end of the shaft 7, a swash plate 8 for adjusting the pitch angle of the rotor blade 3, and an actuator 9 thereof. Have The shaft 7 is formed in a hollow shape, and a distribution valve 10 is nested in the hollow portion of the shaft 7. The distribution valve 10 has two air flow paths 10a and 10b therein, and each of the air flow paths 1
The lower ends 0a and 10b communicate with the air compression portion of the engine 5 through a pair of flexible joints 11a and 11b and bleed ducts 12a and 12b. The upper ends of the air flow paths 10a and 10b are continuous with the fan-shaped openings 10c and 10d that open to the advancing side region I and the retreating side region II, respectively, and are formed in the rotor blade 3 via a part of the upper end of the shaft 10. Communicates with the duct 13. A distribution valve actuator 14 is connected to the outer peripheral surface of the distribution valve 10, and the distribution valve 10 is configured to rotate by the operation of the distribution valve actuator 14. Further, on-off valves 15a, 1a are provided in the middle of the extraction ducts 12a, 12b, respectively.
5b and control valves 16a, 16b are provided. The boundary layer control device 4 of the present invention includes the engine 5, the opening / closing valves 15a and 15b, the control valves 16a and 16b, the distributor valve actuator 14, and the actuator 9 for adjusting the pitch angle of the rotor blade 3 as a whole. It has a control device 17 for controlling as. The control device 17 is connected to an air data sensor 18 that detects atmospheric pressure, temperature, airspeed of the body, attitude angle, and the like so that signals can be transmitted.
【００１２】図２は、図１のＡ−Ａ方向の断面を示して
いる。図２に示すように、分配弁１０は内部に空気流路
１０ａ，１０ｂを有し、これら空気流路１０ａ，１０ｂ
は分配弁１０の上端で前進側領域Ｉに開口する扇状開口
部１０ｃと後退側領域IIに開口する扇状開口部１０ｄと
に連通している。シャフト７の頭部には、扇状開口部１
０ｃ，１０ｄを含む分配弁１０の頭部の外周に内接し、
内部に分配用空気流路１９，２０を有し、かつ、ロータ
ーブレード３を枢支する枢支部７ａが形成されている。
このシャフト７の枢支部７ａには一対のローターブレー
ド３が１８０°の角度をなして取り付けられている。枢
支部７ａの分配用空気流路１９，２０は可撓継手２１，
２２を介してローターブレード３の内部に長手方向に形
成されたダクト１３と連通している。ダクト１３はさら
にローターブレード３の長手方向に配設された複数の吹
出ノズル２３に連通している。FIG. 2 shows a cross section taken along the line AA of FIG. As shown in FIG. 2, the distribution valve 10 has air passages 10a and 10b therein, and these air passages 10a and 10b are provided.
At the upper end of the distribution valve 10 communicates with a fan-shaped opening 10c that opens in the advance side region I and a fan-shaped opening 10d that opens in the retreat side region II. At the head of the shaft 7, a fan-shaped opening 1
Inscribed on the outer periphery of the head of the distribution valve 10 including 0c and 10d,
A distribution support air passage 19, 20 is provided inside, and a pivot support portion 7a that pivotally supports the rotor blade 3 is formed.
A pair of rotor blades 3 are attached to the pivot portion 7a of the shaft 7 at an angle of 180 °. The distribution air flow paths 19 and 20 of the pivot portion 7a are flexible joints 21,
It is communicated with the duct 13 formed in the longitudinal direction inside the rotor blade 3 via 22. The duct 13 further communicates with a plurality of blowout nozzles 23 arranged in the longitudinal direction of the rotor blade 3.
【００１３】図３は、図２のＢ−Ｂ方向の断面を示して
いる。ローターブレード３の内部にはダクト１３が形成
され、このダクト１３はローターブレード３の上面に開
口部を有する吹出ノズル２３に連通している。FIG. 3 shows a cross section taken along the line BB of FIG. A duct 13 is formed inside the rotor blade 3, and the duct 13 communicates with a blowout nozzle 23 having an opening on the upper surface of the rotor blade 3.
【００１４】上記構成により、シャフト７が回転すると
きに、シャフト７の枢支部７ａの分配用空気流路１９，
２０は前進側領域Ｉと後退側領域IIの所定各範囲内で分
配弁１０の扇状開口部１０ｃ，１０ｄと連通する。この
ことにより、エンジン５で圧縮された空気は、抽気ダク
ト１２ａ，１２ｂと、空気流路１０ａ，１０ｂと、扇状
開口部１０ｃ，１０ｄと、シャフト７の分配用空気流路
１９，２０と、ダクト１３とを介して、吹出ノズル２３
からローターブレード３の翼上面に沿って吹き出され
る。この場合、扇状開口部１０ｃ，１０ｄの開口部の角
度は図１０に示した圧縮空気が吹き出される角度範囲Ｉ
a ，IIa にそれぞれ対応する。図２に示すように、分配
弁１０の外周面には分配弁用アクチュエーター１４の一
端が連結され、この分配弁用アクチュエーター１４の作
動により、分配弁１０は方向ｒ1 ，ｒ2 に所定の角度範
囲回転するように構成されている。このことにより、回
転翼航空機１が横滑り方向の速度成分を有する飛行状態
にある時、分配弁１０を回転させることにより、圧縮空
気を分配供給する角度範囲Ｉa ，IIa を変化させること
ができる。With the above structure, when the shaft 7 rotates, the distribution air flow path 19, which is formed in the pivot portion 7a of the shaft 7,
20 communicates with the fan-shaped openings 10c and 10d of the distribution valve 10 within the respective predetermined ranges of the forward side region I and the backward side region II. As a result, the air compressed by the engine 5 is discharged into the extraction ducts 12a and 12b, the air passages 10a and 10b, the fan-shaped openings 10c and 10d, the distribution air passages 19 and 20 of the shaft 7, and the ducts. And the blowing nozzle 23
Is blown out along the upper surface of the rotor blade 3. In this case, the angles of the openings of the fan-shaped openings 10c and 10d are the angle range I shown in FIG.
It corresponds to a and IIa respectively. As shown in FIG. 2, one end of a distribution valve actuator 14 is connected to the outer peripheral surface of the distribution valve 10, and the distribution valve 10 is operated at a predetermined angle in directions r 1 and r 2 by the operation of the distribution valve actuator 14. It is configured to rotate within a range. As a result, when the rotary wing aircraft 1 is in a flight state having a velocity component in the sideslip direction, by rotating the distribution valve 10, it is possible to change the angular ranges Ia and IIa for distributing and supplying the compressed air.
【００１５】図４は、制御装置の制御機能を示してい
る。エアデータセンサー１８は大気の気圧、気温、機体
の対気速度、姿勢角（迎角、横滑角を含む）等を検知し
て制御用の情報として制御装置１７に送るように構成さ
れている。制御装置１７はエアデータセンサー１８の情
報の他に、ローターの回転計からローターの回転数に関
する情報を受けとる。これら制御用の情報に基づいて制
御装置は、以下の制御を行う。エンジン５に対して、圧
縮空気の吹出し用抽気によって全体的なエンジン５の出
力が不足しないように、燃料の流量を制御してエンジン
５の出力を制御する。開閉弁１５ａ，１５ｂと制御弁１
６ａ，１６ｂに対して、回転翼航空機１が圧縮空気の吹
出しを必要とする速度以上で飛行する時にのみ開閉弁１
５ａ，１５ｂを開放すると共に、前進側と後退側のロー
ターブレード３に吹き出す圧縮空気のがそれぞれ適正と
なるように、制御弁１６ａ，１６ｂの開度を調整して抽
気の圧力と流量とを制御する。FIG. 4 shows the control function of the control device. The air data sensor 18 is configured to detect atmospheric pressure, temperature, airspeed of the airframe, attitude angle (including angle of attack, side slip angle), etc. and send it to the control device 17 as control information. .. In addition to the information from the air data sensor 18, the controller 17 receives information about the rotor speed from the rotor tachometer. The control device performs the following control based on the control information. With respect to the engine 5, the output of the engine 5 is controlled by controlling the flow rate of the fuel so that the overall output of the engine 5 does not become insufficient due to extraction air for blowing out compressed air. Open / close valves 15a and 15b and control valve 1
6a and 16b, the open / close valve 1 only when the rotary wing aircraft 1 flies at a speed higher than the speed at which compressed air needs to be blown out.
5a and 15b are opened, and the pressures and flow rates of the bleed air are controlled by adjusting the openings of the control valves 16a and 16b so that the compressed air blown out to the forward and backward rotor blades 3 respectively becomes appropriate. To do.
【００１６】また、回転翼航空機１が横滑り方向の速度
成分を有する飛行状態の時、実際の進行方向に対して正
しい角度範囲Ｉa ，IIa で圧縮空気を吹き出すように、
分配弁用アクチュエーター１４を作動させて分配弁１０
の方向を制御する。Further, when the rotorcraft 1 is in a flight state having a velocity component in the sideslip direction, compressed air is blown out within the correct angle ranges Ia and IIa with respect to the actual traveling direction,
The distribution valve actuator 14 is operated to operate the distribution valve 10
Control the direction of.
【００１７】さらに、機体の対気速度と、エンジン出力
と、圧縮空気の吹出し量とに対してローターブレード３
のピッチ角が適正となるように、スワッシュプレート８
およびそのアクチュエーター９を制御する。Further, the rotor blade 3 is set with respect to the airspeed of the airframe, the engine output, and the amount of compressed air blown out.
Swash plate 8 so that the pitch angle of
And its actuator 9 are controlled.
【００１８】次に本実施例の圧縮空気の吹出しの諸条件
について説明する。本実施例では、回転翼航空機１が高
速で飛行する時（約２５０ｋｍ／ｈ以上の速度領域をい
う）に以下の条件で圧縮空気の吹出しを行った。図５は
本実施例における圧縮空気を吹き出す角度範囲Ｉa ，II
a を示している。図に示すように、前進側領域Ｉではロ
ーターブレード３が方位角ψが約４５°乃至１３５°に
あるときに圧縮空気の吹出しを行った。また、後退側領
域ではローターブレード３が方位角ψが約２２５°乃至
３１５°にあるときに圧縮空気の吹出しを行った。Next, various conditions for blowing out the compressed air of this embodiment will be described. In this embodiment, when the rotary wing aircraft 1 flies at high speed (refers to a velocity range of about 250 km / h or more), compressed air is blown out under the following conditions. FIG. 5 shows the angular ranges Ia and II for blowing out compressed air in this embodiment.
shows a. As shown in the figure, in the forward region I, the rotor blade 3 blows out the compressed air when the azimuth angle φ is approximately 45 ° to 135 °. In the retreat side region, the compressed air was blown out when the rotor blade 3 had an azimuth angle φ of about 225 ° to 315 °.
【００１９】図６は本実施例における圧縮空気を吹き出
すローターブレード３の長手方向の範囲を示している。
図に示すように、ローターブレード３の枢支端を０％
Ｒ、先端を１００％Ｒとして定義した場合に、本実施例
では約３０％Ｒ乃至１００％Ｒの範囲で圧縮空気の吹出
しを行った。FIG. 6 shows a range in the longitudinal direction of the rotor blade 3 which blows out the compressed air in this embodiment.
As shown in the figure, the pivot end of the rotor blade 3 is set to 0%.
When the R and the tip are defined as 100% R, in this embodiment, the compressed air was blown out in the range of about 30% R to 100% R.
【００２０】図７はローターブレード３の翼断面におけ
る吹出ノズル２３の開口部の位置を示している。図に示
すように、ローターブレード３の翼断面の翼弦長をＣと
し、翼の前縁を０％Ｃ、後縁を１００％Ｃと定義する
と、本実施例の吹出ノズルの開口部は翼上面の約１０％
Ｃ乃至９０％Ｃの範囲に位置している。翼断面が後縁部
に逆キャンバーのある翼形では、好ましくは前進側領域
でローターブレードの翼断面の下面の約８０％Ｃ乃至９
０％Ｃの位置からも吹出しを行う。また、一つの翼断面
に対して二以上の開口部を設けても良い。一つの翼断面
に対して二つの吹出ノズルを設けている場合、ローター
ブレードが後退側領域に位置するときは、二つの吹出ノ
ズルから圧縮空気を吹き出し、ローターブレードが前進
側領域に位置するときは、翼断面の後縁に近い方の吹出
ノズルのみから吹き出すようする。FIG. 7 shows the position of the opening of the blowing nozzle 23 in the blade cross section of the rotor blade 3. As shown in the drawing, when the chord length of the blade cross section of the rotor blade 3 is C, the leading edge of the blade is defined as 0% C, and the trailing edge is defined as 100% C, the opening of the blowout nozzle of this embodiment is the blade. About 10% of top
It is located in the range of C to 90% C. In an airfoil where the airfoil section has a reverse camber at the trailing edge, preferably about 80% C to 9% of the lower surface of the airfoil cross section of the rotor blade in the forward region.
Blow out from the 0% C position. Also, two or more openings may be provided for one blade cross section. When two blowout nozzles are provided for one blade cross section, when the rotor blade is located in the retreat side area, compressed air is blown out from the two blowout nozzles, and when the rotor blade is located in the advance side area. , Blow out only from the blowing nozzle near the trailing edge of the blade section.
【００２１】本実施例による圧縮空気の吹出し量は、ロ
ーターブレードが前進側領域に位置するときは流量係数
Ｃμが約０．５乃至１．５の範囲内にあり、ローターブ
レードが後退側領域に位置するときは流量係数Ｃμが約
０．０１５乃至０．０２０の範囲内にあるように制御さ
れる。流量係数Ｃμは次のように定義される。 Ｃμ＝（ρn ・ｓn ・ｖn 2 ）／（０．５ρ・ｖ2 ・
Ｓ） ここで、ρn ：吹出し空気の密度 ｓn ：吹出ノズルの面積 ｖn ：吹出し速度 ρ ：飛行高度での外気の密度 ｖ ：飛行速度 Ｓ ：吹出しを行っている部分のローター面積 Ｃμ：流量係数または吹出しのモーメンタム係数 また、本実施例ではローターブレードのブレード迎角α
を小さくし、かつローターブレードが方位角ψ＝９０°
にあるときのブレード迎角αf と、方位角ψ＝２７０°
にあるときのブレード迎角αa との差（αa −αf ）を
約４°乃至６°の範囲内にあるように制御を行う。The amount of compressed air blown out according to this embodiment is such that the flow coefficient Cμ is in the range of about 0.5 to 1.5 when the rotor blade is located in the forward side region, and the rotor blade is in the backward side region. When located, the flow coefficient Cμ is controlled to be in the range of about 0.015 to 0.020. The flow coefficient Cμ is defined as follows. Cμ = (ρ n · s n · v n 2 ) / (0.5ρ · v 2 ·
S) where ρ n : density of blown air s n : area of blowout nozzle v n : blowout speed ρ: density of outside air at the flight altitude v: flight speed S: rotor area of the blowing portion C μ: In addition, in the present embodiment, the blade attack angle α of the rotor blade
And the rotor blade has an azimuth angle ψ = 90 °.
Blade attack angle α f and azimuth angle ψ = 270 °
The difference (α a −α f ) from the blade attacking angle α a at the time of is within the range of about 4 ° to 6 °.
【００２２】上記構造に基づいて本実施例の作用につい
て以下に説明する。図８は失速現象に対する本発明の境
界層制御装置の作用を示している。図８中の破線は本発
明の境界層制御装置を有していない翼断面のブレード迎
角αに対する揚力ＣL を示している。ブレード迎角α0
は境界層制御装置を有していない翼断面の失速角を示し
ている。一方、図８中の実線は本発明の境界層制御装置
を有している翼断面のブレード迎角αに対する揚力ＣL
を示している。ブレード迎角α2 は本発明の境界層制御
装置を有している翼断面の失速角を示している。図８よ
り明らかなように本発明の境界層制御装置によれば、同
一の揚力ＣL0を得るためにブレード迎角を角度αa だけ
小さくでき、失速角α2 まで角度αb の余裕を有するこ
とができる。The operation of this embodiment will be described below based on the above structure. FIG. 8 shows the action of the boundary layer control device of the present invention on the stall phenomenon. The broken line in FIG. 8 indicates the lift C L with respect to the blade attack angle α of the blade section without the boundary layer control device of the present invention. Blade attack angle α 0
Indicates the stall angle of a blade section without a boundary layer controller. On the other hand, the solid line in FIG. 8 indicates the lift C L with respect to the blade attack angle α of the blade section having the boundary layer control device of the present invention.
Is shown. The blade attack angle α 2 indicates the stall angle of the blade section having the boundary layer control device of the present invention. As is clear from FIG. 8, according to the boundary layer control device of the present invention, the blade attack angle can be reduced by the angle α a to obtain the same lift C L0 , and the stall angle α 2 has a margin of the angle α b. be able to.
【００２３】図９は抵抗発散現象に対する本発明の境界
層制御装置の作用を示している。図９中の破線は本発明
の境界層制御装置を有していない翼断面のマッハ数Ｍに
対する抵抗ＣD を示している。マッハ数Ｍ0 はこの境界
層制御装置を有していない翼断面の抵抗発散マッハ数を
示している。一方、図９中の実線は本発明の境界層制御
装置を有している翼断面のマッハ数Ｍに対する抵抗ＣD
を示している。マッハ数Ｍ1 は本発明のの境界層制御装
置を有している翼断面の抵抗発散マッハ数を示してい
る。ここで抵抗発散マッハ数とは、マッハ数Ｍに対する
抵抗ＣD を示した曲線の傾きが１になる点のマッハ数と
して定義される。図９より明らかなように本発明の境界
層制御装置を有する翼断面は、抵抗発散マッハ数が大き
くなり、図９に示した抵抗発散マッハ数の増加分ＭDDだ
けローターブレードの翼断面の相対速度を大きくするこ
とができる。FIG. 9 shows the action of the boundary layer control device of the present invention on the resistance divergence phenomenon. The broken line in FIG. 9 indicates the resistance C D with respect to the Mach number M of the blade section without the boundary layer control device of the present invention. The Mach number M 0 indicates the resistance divergence Mach number of the blade section which does not have this boundary layer control device. On the other hand, the solid line in FIG. 9 indicates the resistance C D to the Mach number M of the blade section having the boundary layer control device of the present invention.
Is shown. The Mach number M 1 indicates the resistance divergence Mach number of the blade section having the boundary layer control device of the present invention. Here, the resistance divergence Mach number is defined as the Mach number at the point where the slope of the curve showing the resistance C D with respect to the Mach number M becomes 1. Blade section having a boundary layer control system of the present invention As apparent from FIG. 9, drag divergence Mach number increases, drag divergence Mach number increment M DD only blade section of the rotor blade relative shown in FIG. 9 The speed can be increased.
【００２４】[0024]
【発明の効果】上記の説明から明らかなように、本発明
による回転翼航空機のローターブレードの境界層制御装
置は、吹出ノズルと、この吹出ノズルに連通するロータ
ーブレード内のダクトに、ローターブレードが前進側領
域と後退側領域の所定の角度範囲内にあるときにシャフ
トを介して圧縮空気を分配供給すると共に、前記角度範
囲を調整可能にした分配弁と、圧縮空気の圧力と流量を
制御する制御弁と、分配弁と制御弁とを制御する制御装
置とを有しているので、ローターブレードが前進側領域
および後退側領域の所定角度範囲内にある時に、分配弁
とローターブレード内のダクトとを介して圧縮空気が吹
出ノズルからローターブレードの翼面に沿って吹き出さ
れる。As is apparent from the above description, the rotor blade boundary layer control device for a rotary wing aircraft according to the present invention has a rotor blade in a blowing nozzle and a duct in the rotor blade communicating with the blowing nozzle. The compressed air is distributed and supplied via the shaft when it is within a predetermined angular range between the forward side area and the backward side area, and the pressure and flow rate of the compressed air are controlled by the distribution valve whose adjustable angular range is adjustable. Since it has a control valve and a control device for controlling the distribution valve and the control valve, the duct inside the distribution valve and the rotor blade when the rotor blade is within a predetermined angle range of the forward side region and the backward side region. The compressed air is blown out from the blowout nozzle along the blade surface of the rotor blade via the.
【００２５】この圧縮空気の吹出しは、制御装置によっ
て飛行状態とローターブレードのピッチ角に対応して最
適となるように圧縮空気の圧力、流量、吹出し角度範囲
が制御されるので、前進側領域では抵抗発散現象の発生
が遅れ、後退側領域では失速現象の発生が遅れ、全体と
して回転翼航空機の高速性能が大幅に改善される。The pressure, flow rate, and blowing angle range of the compressed air are controlled by the controller so that the compressed air is optimized in accordance with the flight condition and the pitch angle of the rotor blades. The resistance divergence phenomenon is delayed, and the stall phenomenon is delayed in the receding region, and the high-speed performance of the rotary wing aircraft is greatly improved as a whole.
【００２６】このことにより、回転翼航空機の高速性能
を改善でき、高速性能を十分発揮する高出力のエンジン
を回転翼航空機に搭載することができる。高出力エンジ
ンの搭載よって、低速域における回転翼航空機のホバリ
ング高度性能の向上と、積載能力の向上とを図ることが
できる。As a result, the high-speed performance of the rotorcraft can be improved, and a high-power engine capable of sufficiently exhibiting the high-speed performance can be mounted on the rotorcraft. By mounting the high-power engine, it is possible to improve the hovering altitude performance of the rotorcraft in the low speed range and the loading capacity.
【図１】本発明の回転翼航空機のローターブレードの境
界層制御装置の構成を示した図。FIG. 1 is a diagram showing a configuration of a boundary layer control device for a rotor blade of a rotary wing aircraft according to the present invention.
【図２】本発明の境界層制御装置を有するローターブレ
ードの水平方向の断面を示した断面図。FIG. 2 is a sectional view showing a horizontal section of a rotor blade having a boundary layer control device of the present invention.
【図３】本発明のローターブレードの翼断面を示した断
面図。FIG. 3 is a sectional view showing a blade section of a rotor blade of the present invention.
【図４】本発明の制御装置の制御機能を示したブロック
図。FIG. 4 is a block diagram showing a control function of a control device of the present invention.
【図５】本発明の境界層制御装置による圧縮空気の吹出
しを行う角度範囲を示した図。FIG. 5 is a view showing an angular range in which compressed air is blown out by the boundary layer control device of the present invention.
【図６】本発明の境界層制御装置による圧縮空気の吹出
しを行うローターブレードの長手方向の範囲を示した
図。FIG. 6 is a view showing a range in the longitudinal direction of a rotor blade that blows out compressed air by the boundary layer control device of the present invention.
【図７】翼断面における本発明の吹出ノズルの開口部の
位置を示した断面図。FIG. 7 is a cross-sectional view showing the positions of the openings of the blowing nozzle of the present invention in the blade cross section.
【図８】本発明の制御装置による失速現象の遅れを示し
たグラフ。FIG. 8 is a graph showing the delay of the stall phenomenon by the control device of the present invention.
【図９】本発明の制御装置による抵抗発散現象の遅れを
示したグラフ。FIG. 9 is a graph showing the delay of the resistance divergence phenomenon by the control device of the present invention.
【図１０】本発明のローターブレードの境界層制御装置
を有する回転翼航空機の全体を示した斜視図。FIG. 10 is a perspective view showing an entire rotorcraft having a rotor blade boundary layer control device of the present invention.
１ 回転翼航空機 ３ ローターブレード ４ 境界層制御装置 ７ シャフト １０ 分配弁 １３ ダクト １４ 分配弁用アクチュエーター １６ａ 制御弁 １６ｂ 制御弁 １７ 制御装置 １８ エアデータセンサー ２３ 吹出ノズル 1 Rotorcraft 3 Rotor Blade 4 Boundary Layer Control Device 7 Shaft 10 Distribution Valve 13 Duct 14 Distribution Valve Actuator 16a Control Valve 16b Control Valve 17 Control Device 18 Air Data Sensor 23 Blowing Nozzle
Claims (1)
られた空気の吹出ノズルと、この吹出ノズルに連通する
ローターブレード内のダクトに、ローターブレードが前
進側領域と後退側領域の所定の角度範囲内にあるときに
シャフトを介して圧縮空気を分配供給すると共に、前記
角度範囲を調整可能にした分配弁と、圧縮空気の圧力と
流量を制御する制御弁と、エアデータセンサーにより、
前記分配弁と制御弁を制御する制御装置とを設けたこと
を特徴とする回転翼航空機のローターブレードの境界層
制御装置。1. An air blowout nozzle provided in the longitudinal direction of a rotor blade and a duct inside the rotor blade communicating with the blowout nozzle, wherein the rotor blade has a predetermined angle range between a forward side region and a backward side region. While distributing and supplying compressed air through the shaft when inside, the distribution valve that makes it possible to adjust the angle range, a control valve for controlling the pressure and flow rate of compressed air, and an air data sensor,
A boundary layer control device for rotor blades of a rotary wing aircraft, comprising: the distribution valve and a control device for controlling the control valve.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13387992A JP3212687B2 (en) | 1992-05-26 | 1992-05-26 | Rotor wing rotor blade boundary layer controller. |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13387992A JP3212687B2 (en) | 1992-05-26 | 1992-05-26 | Rotor wing rotor blade boundary layer controller. |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05319395A true JPH05319395A (en) | 1993-12-03 |
| JP3212687B2 JP3212687B2 (en) | 2001-09-25 |
Family
ID=15115220
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP13387992A Expired - Fee Related JP3212687B2 (en) | 1992-05-26 | 1992-05-26 | Rotor wing rotor blade boundary layer controller. |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3212687B2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002538379A (en) * | 1999-02-25 | 2002-11-12 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション | Centrifugal air flow control device |
| US9120567B2 (en) * | 2012-06-11 | 2015-09-01 | Sikorsky Aircraft Corporation | High speed compound rotary wing aircraft |
-
1992
- 1992-05-26 JP JP13387992A patent/JP3212687B2/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002538379A (en) * | 1999-02-25 | 2002-11-12 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション | Centrifugal air flow control device |
| JP4694696B2 (en) * | 1999-02-25 | 2011-06-08 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション | Centrifugal air flow control device |
| US9120567B2 (en) * | 2012-06-11 | 2015-09-01 | Sikorsky Aircraft Corporation | High speed compound rotary wing aircraft |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3212687B2 (en) | 2001-09-25 |
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