JPH05345596A - Boundary layer control device for rotor blade - Google Patents
Boundary layer control device for rotor bladeInfo
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- JPH05345596A JPH05345596A JP15529092A JP15529092A JPH05345596A JP H05345596 A JPH05345596 A JP H05345596A JP 15529092 A JP15529092 A JP 15529092A JP 15529092 A JP15529092 A JP 15529092A JP H05345596 A JPH05345596 A JP H05345596A
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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；固定翼航
空機；変換式航空機等のローターブレードの境界層を制
御する装置に係り、特に加圧あるいは減圧装置を要する
ことなく、ローターブレードの翼面部分と翼端部分でそ
れぞれ境界層吸込みと翼端吹出しとを行うことができる
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, a fixed wing aircraft, a conversion type aircraft, etc., and particularly to a rotor blade wing without requiring a pressurizing or depressurizing device. The present invention relates to a boundary layer control device capable of performing boundary layer suction and blade tip blowing at a surface portion and a blade tip portion, respectively.
【０００２】[0002]
【従来の技術】プロペラ又はローターブレード等の回転
翼の推進効率を向上させるには、エネルギ損失となる抵
抗をできる限り減らす必要があり、従来のプロペラやロ
ーターブレードはその断面形状や平面形状や捩り分布等
の３次元形状の最適化を図ることにより、摩擦抵抗や誘
導抵抗や形状抵抗や造波抵抗等を可能な限り小さいもの
にしていた。しかし、このような回転翼の形状の改良に
よる方法では、プロペラやローターブレードの推進効率
が最高で約８５％に達するに過ぎず、さらなる回転翼の
効率の向上が望まれていた。2. Description of the Related Art In order to improve the propulsion efficiency of rotor blades such as propellers and rotor blades, it is necessary to reduce the resistance that causes energy loss as much as possible. Conventional propellers and rotor blades have a cross-sectional shape, a planar shape and a twisted shape. By optimizing the three-dimensional shape such as the distribution, the frictional resistance, the induction resistance, the shape resistance, the wave-making resistance, etc. are made as small as possible. However, with the method of improving the shape of the rotor blade, the propulsion efficiency of the propeller and the rotor blade reaches a maximum of about 85%, and further improvement of the rotor blade efficiency has been desired.
【０００３】固定翼の技術では翼の形状の改良による方
法に対して、境界層吸込みと翼端吹出しによって翼の抵
抗を減少させる技術が知られている。一般に空気流中に
翼があるときに、空気流の流速が所定値より大きくなる
と乱流境界層によって覆われる翼の表面積が増大し、こ
れに伴って摩擦抵抗と誘導抵抗と形状抵抗と造波抵抗と
が増大する。上記の境界層吸込みの技術とは、翼面に空
気吸込み用の開口を設け、この空気吸込み用の開口によ
って境界層の空気の一部を吸い込み、乱流境界層の発生
を抑制して主に摩擦抵抗、併せて誘導抵抗と造波抵抗と
を減少させる技術である。この境界層吸込みの技術は文
献ＡＤ／Ａ１６０−７１８（第１１−２６頁）およびＮ
ＡＬ ＴＲ−１０７２（第１３頁）に紹介されている。In the technique of fixed blades, a technique of reducing blade resistance by boundary layer suction and blade tip blowing is known, as opposed to a method of improving the shape of the blades. Generally, when there are blades in the air flow, the surface area of the blade covered by the turbulent boundary layer increases when the flow velocity of the air flow exceeds a predetermined value, and the frictional resistance, induced resistance, shape resistance, Resistance increases. The boundary layer suction technique described above means that an air suction opening is provided on the blade surface, and a portion of the boundary layer air is sucked by this air suction opening to suppress the occurrence of a turbulent boundary layer. This is a technique for reducing frictional resistance, as well as induction resistance and wave resistance. This boundary layer suction technique is described in documents AD / A 160-718 (pages 11-26) and N.
Introduced in AL TR-1072 (page 13).
【０００４】また、翼に揚力が発生すると翼の翼端に翼
端渦が発生し、この翼端渦によって誘導抵抗が増大する
ことが知られている。この翼端渦は中心に低圧部分が存
在し、翼の揚力が増すと翼端渦の中心部分の圧力が低下
して翼端渦の強さが増し、誘導抵抗が増加する。上記の
翼端吹出し技術とは、翼端から翼端渦の中心部分に空気
を吹き出し、翼端渦の中心部分の圧力を高くして、渦の
強さを減少させて誘導抵抗を減少させる技術である。こ
の翼端吹出し技術は文献ＡＤ／Ａ１６０−７１８（第６
−３頁）およびＦＬＵＩＤ−ＤＹＮＡＭＩＣ ＤＲＡＧ
（第７−２１頁）に紹介されている。It is also known that when lift force is generated on a blade, a blade tip vortex is generated at the blade tip of the blade, and the induced resistance is increased by the blade tip vortex. This blade tip vortex has a low-pressure portion in the center, and when the lift of the blade increases, the pressure in the central portion of the blade tip vortex decreases, the strength of the blade tip vortex increases, and the induced resistance increases. The above-mentioned blade tip blowing technology is a technology that blows air from the blade tip to the central portion of the blade tip vortex to increase the pressure in the central portion of the blade tip vortex to reduce the strength of the vortex and reduce the induced resistance. Is. This wing tip blowing technology is described in the document AD / A160-718 (No. 6).
-3) and FLUID-DYNAMIC DRAG
(Pages 7-21).
【０００５】上記境界層吸込み技術を利用したものが特
開平第０１−２５７６９４号公報（航空機の境界層制御
装置）、特開平第０１−１６４９７号公報（エーロフオ
イル）、特開平第０２−１６４６９６号公報（境界層制
御用吸い込み装置）、特開平第０３−５０１００号公報
（混成層流ナセル）に開示されている。特開平第０１−
２５７６９４号公報（航空機の境界層制御装置）には固
定翼機の翼面に空気の吸い込み溝を設けたものが開示さ
れている。、また特開平第０１−１６４９７号公報（エ
ーロフオイル）には推進プロペラを取り付けるパイロン
の表面に境界層吸込み用の小孔を設けた固定翼機が開示
されている。また、特開平第０２−１６４６９６号公報
（境界層制御用吸い込み装置）には、乱流を発生する原
因となる攪乱をその運動を利用して翼或いは機体内部に
吸い込む溝を有し、この溝の吸込みによって境界層制御
を行う境界層制御用吸込み装置が提案されている。ま
た、特開平第０３−５０１００号公報（混成層流ナセ
ル）には、航空機エンジンを収納するナセルの表面に空
気吸引要素と吸引発生手段とを設け、巡航速度以外の運
航でも層流境界層を維持できるようにした混成層流ナセ
ルが開示されている。Those utilizing the above boundary layer suction technique are disclosed in Japanese Patent Laid-Open No. 01-257694 (boundary layer control device for aircraft), Japanese Patent Laid-Open No. 01-16497 (Aerofoil), and Japanese Patent Laid-Open No. 02-164696. (Boundary layer control suction device) is disclosed in Japanese Patent Application Laid-Open No. 03-50100 (mixed laminar flow nacelle). Japanese Patent Laid-Open No. 01-
Japanese Patent No. 257694 (boundary layer control device for aircraft) discloses a fixed-wing aircraft provided with air suction grooves on its wing surface. Further, Japanese Patent Application Laid-Open No. 01-16497 (Aerofoil) discloses a fixed wing machine in which a small hole for boundary layer suction is provided on the surface of a pylon to which a propeller is mounted. Further, Japanese Patent Application Laid-Open No. 02-164696 (Boundary Layer Control Suction Device) has a groove for sucking a disturbance causing a turbulent flow into a wing or an inside of an airframe by utilizing its motion. A suction device for boundary layer control has been proposed, which performs boundary layer control by suctioning. Further, in Japanese Patent Laid-Open No. 03-50100 (mixed laminar flow nacelle), an air suction element and a suction generating means are provided on the surface of a nacelle accommodating an aircraft engine so that a laminar boundary layer can be formed even at an operation other than a cruising speed. A maintainable hybrid laminar nacelle is disclosed.
【０００６】[0006]
【発明が解決しようとする課題】これらの技術を回転翼
に利用して、その抵抗減少を計り効率向上を実現し得る
ことは明らかである。しかしながら、上記の境界層吸込
みを利用する諸装置はいずれも固定翼機に関するもので
あり、これに対して、境界層吸込みや翼端吹出し技術を
ローターブレードに利用するには、機構の複雑化や、重
量の増加や、信頼性の低下等の問題があった。すなわ
ち、上記の境界層の吸込みを行うには、ローターブレー
ドの内部に境界層より圧力が低い空間を有していなけれ
ばならず、これとは逆に、翼端吹出しを行うにはロータ
ーブレードの内部に翼端渦の中心部より圧力が高い空間
を有していなければならない。これらローターブレード
の内部の空間の圧力を維持するためには圧力源が必要と
なり、この圧力源として新たな加圧装置や減圧装置を装
備するか、推進用エンジンの動力を利用することが考え
られる。しかし、新たな加圧・減圧装置を備えることは
航空機の重量の増加になって好ましくない。また、推進
用エンジンの動力を利用することは、推進エンジンの動
力の全部を推進用に使用できないことや、空気流路の配
管のために機構が複雑化すること等の問題があった。そ
こで、本発明の目的は上記従来の航空機のローターブレ
ードの境界層制御装置の問題を解決し、加圧・減圧装置
を装備することなく、あるいは推進エンジンの動力を利
用することなく、ローターブレードの翼面で境界層吸込
みを行うと共に、翼端で翼端吹出しを行うことができる
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。It is apparent that these techniques can be applied to a rotor blade to reduce the resistance thereof and improve the efficiency. However, all of the above-mentioned devices that utilize boundary layer suction are related to fixed wing aircraft, whereas in order to use boundary layer suction and wing tip blowing technology for rotor blades, the mechanism becomes complicated and However, there are problems such as an increase in weight and a decrease in reliability. That is, in order to perform the suction of the boundary layer, it is necessary to have a space in which the pressure is lower than that of the boundary layer inside the rotor blade, and, on the contrary, in order to perform the blade tip blowing of the rotor blade, There must be a space inside where the pressure is higher than the center of the tip vortex. A pressure source is required to maintain the pressure of the space inside these rotor blades, and it is conceivable to equip a new pressurizing device or depressurizing device as this pressure source or to use the power of the propulsion engine. .. However, it is not preferable to provide a new pressurizing / depressurizing device because the weight of the aircraft increases. Further, utilizing the power of the propulsion engine has problems such that the entire power of the propulsion engine cannot be used for propulsion and the mechanism is complicated due to the piping of the air flow path. Therefore, the object of the present invention is to solve the problem of the boundary layer control device of the rotor blade of the conventional aircraft, without equipping the pressurization / decompression device, or without utilizing the power of the propulsion engine. It is an object of the present invention to provide a boundary layer control device for an aircraft rotor blade capable of performing boundary layer suction on a wing surface and performing wing tip blowing on a wing tip.
【０００７】[0007]
【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、ローターブレード内に長手方向に沿ってロータ
ーブレードの端部まで空気流路を設け、前記ローターブ
レードの上面または上下面に前記空気流路に連通する複
数の小孔を配設するとともに、ローターブレードの端部
に前記空気流路に連通し、ローターブレードの回転と逆
方向に向けてスリットを設けた吹出装置を設け、空気を
前記小孔より吸い込み、前記空気流路を介して前記ロー
ターブレードの端部の吹出装置から吹き出させるように
し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 an aircraft according to the present invention is provided with an air flow path in the rotor blade along the longitudinal direction to the end of the rotor blade. , Arranging a plurality of small holes communicating with the air flow path on the upper surface or the upper and lower surfaces of the rotor blade, and communicating with the air flow path at the end of the rotor blade, facing in the direction opposite to the rotation of the rotor blade. A blower having slits is provided so that air is sucked from the small holes and blown out from the blower at the end of the rotor blade through the air flow path.
【０００８】[0008]
【作用】本発明による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翼面部分に空気吸込
み用の小孔を設けると共に、翼端渦が発生するローター
ブレードの翼端部分に吹出装置を設けて、この空気吸込
み用の小孔と吹出装置とをローターブレードの内部の空
気流路で連通させているので、ローターブレードの回転
によって空気流路内の空気は遠心力によって半径方向外
向きに加速され、吹出装置から翼端の外部空間に吹き出
される。また、一般にローターブレードが運行状態で回
転する時は、吹出装置のスリットを有する表面部分の静
圧は空気吸込み用の小孔を有する翼面部分の静圧より低
いので、その差圧によって空気は空気吸込み用の小孔か
ら吸い込まれ、空気流路を通って吹出装置から吹き出さ
れる。このように空気が空気吸込み用の小孔から吸い込
まれ、吹出装置から吹き出されることにより、ローター
ブレードの翼面では乱流の発生が抑制され、乱流境界層
による摩擦抵抗と誘導抵抗と造波抵抗が大幅に減少す
る。また、ローターブレード翼端では翼端渦が弱めら
れ、翼端渦による誘導抵抗が減少する。The boundary layer control device for an aircraft rotor blade according to the present invention is provided with a small hole for air suction in the blade surface portion of the rotor blade, and a blowing device is provided in the blade tip portion of the rotor blade where a blade vortex is generated. Since the small holes for air suction and the blowout device are made to communicate with each other by the air passage inside the rotor blade, the air in the air passage is rotated radially outward by the centrifugal force by the rotation of the rotor blade. It is accelerated and blown from the blowing device into the outer space of the wing tip. Further, generally, when the rotor blade rotates in the operating state, the static pressure of the surface portion having the slit of the blowing device is lower than the static pressure of the blade surface portion having the small hole for air suction, so the air pressure is reduced by the differential pressure. It is sucked from the small hole for sucking air, and is blown out from the blowing device through the air flow path. In this way, the air is sucked through the small holes for air suction and blown out from the blowing device, so that the generation of turbulence is suppressed on the blade surface of the rotor blade, and the frictional resistance, the induced resistance and the generation of the turbulent boundary layer are generated. Wave resistance is greatly reduced. Moreover, the tip vortex is weakened at the rotor blade tip, and the induced resistance due to the tip vortex is reduced.
【０００９】[0009]
【実施例】以下本発明の実施例について、回転翼航空機
を例にとって添付の図面を参照して説明する。本発明の
要部はローターブレードの構造にあるが、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。図２は本発明の境界層制御装
置を備えたヘリコプタの全体を示している。ヘリコプタ
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を有している。このヘリコプタ
１は方向Ｆに飛行する時は、ローターブレード３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
ってヘリコプタ１はそれぞれ浮力と推進力とを得る。図
２に示すように、ローターブレード３が高速で回転する
ときは、ローターブレード３の翼面の空気流は所定の乱
流遷移位置から乱流境界層に変化する。この乱流境界層
で覆われる翼面の面積が増すことにより、ローターブレ
ード３の摩擦抵抗と誘導抵抗と造波抵抗とが増大する。
これに対して、ローターブレード３の翼端では、吹出装
置４の後方で翼端渦が発生する。この翼端渦の誘導抵抗
によって、ローターブレード３の抵抗が増加する。Embodiments of the present invention will now be described with reference to the accompanying drawings, taking a rotary wing aircraft as an example. Although the main part of the present invention is the structure of the rotor blade, for the sake of easy understanding, the entire rotorcraft provided with the boundary layer control device of the present invention will be described first. FIG. 2 shows the entire helicopter equipped with the boundary layer control device of the present invention. The helicopter 1 has a rotor 2 on the upper part of the airframe, and the rotor 2 has a pair of rotor blades 3. When the helicopter 1 flies in the direction F, while rotating the rotor blade 3 in the direction R, the rotation surface of the rotor blade 3 is slightly inclined in the traveling direction F. The helicopter 1 obtains buoyancy and propulsion by the vertical and horizontal components of the thrust generated by the inclined rotor blade 3 rotation surface. As shown in FIG. 2, when the rotor blade 3 rotates at a high speed, the airflow on the blade surface of the rotor blade 3 changes from a predetermined turbulent transition position to a turbulent boundary layer. By increasing the area of the blade surface covered with the turbulent boundary layer, the frictional resistance, induction resistance, and wave-making resistance of the rotor blade 3 increase.
On the other hand, at the blade tip of the rotor blade 3, a blade tip vortex is generated behind the blowing device 4. The resistance of the rotor blade 3 increases due to the induced resistance of the tip vortex.
【００１０】図１は本発明の境界層制御装置を有するロ
ーターブレード３を示している。ローターブレード３は
横断面が翼形の細長い形状に形成され、一端がローター
２によって枢支され、他端に吹出装置４が一体に形成さ
れている。ローターブレード３の内部には複数の空気流
路５が長手方向に沿って形成されている。ローターブレ
ード３の翼面には、空気流路５と連通する空気吸込み用
の小孔６が多数穿設されている。吹出装置４は軸方向の
断面が翼形の概略回転体に形成され、内部に空洞部７を
有している。吹出装置４の壁体にはローターブレード３
の回転方向と逆の方向に向けて開口する多数のスリット
８が形成されている。吹出装置４の空洞部７は空気流路
５と連通するように形成されている。FIG. 1 shows a rotor blade 3 having a boundary layer controller of the present invention. The rotor blade 3 is formed in an elongated shape having a wing shape in cross section, one end is pivotally supported by the rotor 2, and the blowing device 4 is integrally formed at the other end. A plurality of air passages 5 are formed inside the rotor blade 3 along the longitudinal direction. On the blade surface of the rotor blade 3, a large number of small holes 6 for air suction communicating with the air flow path 5 are formed. The blowing device 4 is formed into a substantially rotary body having an airfoil cross section in the axial direction, and has a hollow portion 7 inside. The rotor blade 3 is attached to the wall of the blowing device 4.
A large number of slits 8 are formed that are open in the direction opposite to the rotation direction of. The hollow portion 7 of the blowing device 4 is formed so as to communicate with the air flow path 5.
【００１１】図３は図１に示すＡ−Ａ´方向のローター
ブレード３の横断面を示している。ローターブレード３
の横断面は翼形の形状を有しており、内部に複数の空気
流路５を有している。空気吸込み用の小孔６はローター
ブレード３の表面を構成する部材を貫通して空気流路５
に連通している。空気流路５の位置はローターブレード
３の翼面の圧力分布や乱流境界層の遷移位置に応じて配
設され、空気流路５の流路の断面積の大きさはローター
ブレード３の長さや遠心力やヘリコプタ１の運航状態に
応じて決定される。なお、本実施例では、空気流路５を
ローターブレード３の上下面近傍に配設しているが、本
発明はこれに限られず、例えば空気流路５をローターブ
レード３の上面近傍にのみ配設しても良い。FIG. 3 shows a cross section of the rotor blade 3 in the AA 'direction shown in FIG. Rotor blade 3
Has a wing shape, and has a plurality of air flow paths 5 therein. The small hole 6 for sucking in air penetrates the member constituting the surface of the rotor blade 3 and passes through the air flow path 5
Is in communication with. The position of the air flow path 5 is arranged according to the pressure distribution on the blade surface of the rotor blade 3 and the transition position of the turbulent boundary layer, and the size of the cross-sectional area of the flow path of the air flow path 5 is the length of the rotor blade 3. It is determined according to the pod centrifugal force and the operation state of the helicopter 1. In this embodiment, the air passage 5 is arranged near the upper and lower surfaces of the rotor blade 3, but the present invention is not limited to this, and the air passage 5 is arranged only near the upper surface of the rotor blade 3, for example. You can set it up.
【００１２】図４は、図１に示すＢ−Ｂ´方向のロータ
ーブレード３の翼端部分の断面を示している。図４に示
すように、ローターブレード３の翼端部分は上方に僅か
に湾曲してその先端の翼端渦中心付近に吹出装置４を有
している。ローターブレード３に内部には長手方向に上
下２段の空気流路５が形成されている。これら空気流路
５はそれぞれ吹出装置４内部の空洞部７に連通してい
る。FIG. 4 shows a cross section of the blade tip portion of the rotor blade 3 in the BB 'direction shown in FIG. As shown in FIG. 4, the blade tip portion of the rotor blade 3 is slightly curved upward and has a blowing device 4 near the tip of the blade tip vortex. Inside the rotor blade 3, two upper and lower air passages 5 are formed in the longitudinal direction. Each of these air flow paths 5 communicates with a cavity 7 inside the blowing device 4.
【００１３】図５は、図４に示すＣ−Ｃ´方向の吹出装
置４の縦断面を示している。図５に示すように、吹出装
置４は軸方向断面が翼形の回転体に形成されており、内
部の空洞部７は空気流路５と連通している。吹出装置４
の壁体の周方向には複数のスリット８が形成されてい
る。スリット８はローターブレード３の回転方向と逆の
方向に向けて開口しており、スリット８間の吹出装置４
の壁体は断面翼形に形成され、空気が後方にスムーズに
吹き出されるように構成されている。FIG. 5 shows a vertical cross section of the blowing device 4 in the CC 'direction shown in FIG. As shown in FIG. 5, the blowing device 4 is formed as a rotor having an airfoil cross section in the axial direction, and the hollow portion 7 inside communicates with the air flow path 5. Blowing device 4
A plurality of slits 8 are formed in the circumferential direction of the wall body. The slits 8 are opened in the direction opposite to the rotation direction of the rotor blade 3, and the blowing device 4 between the slits 8 is provided.
Is formed in a wing shape in cross section, and is configured so that air is smoothly blown backward.
【００１４】上記構造に基づいて本発明のローターブレ
ードの境界層制御装置の作用について以下に説明する。
ヘリコプタ１が飛行時には、ローターブレード３は高速
で回転し、このローターブレード３の回転力によって空
気流路５内部の空気は半径方向外方に加速され、ロータ
ーブレード３の翼端の吹出装置４から大気中に吹き出さ
れる。空気流路５内の空気が放出されるのに伴って、空
気流路５内の圧力が低下し、新たな空気が空気吸込み用
の小孔６から吸い込まれる。また、空気吸込み用の小孔
６は吹出装置４に較べて静圧が高い翼面部分に穿設され
るのに対し、吹出装置４のスリット８は翼端渦の中心の
低圧部分に開口しているので、この両者の圧力差によっ
て空気がさらに効率良く空気吸込み用の小孔６から吸い
込まれ、吹出装置４のスリット８から吹き出される。こ
のことにより本実施例の境界層制御装置では、特別な加
圧・減圧装置を要することなく、あるいは推進用エンジ
ンの動力を損なうことなく、ローターブレード３の翼面
で境界層の吸込みを行うのと同時に、翼端で翼端吹出し
を行うことができる。Based on the above structure, the operation of the boundary layer control device for a rotor blade according to the present invention will be described below.
When the helicopter 1 is flying, the rotor blades 3 rotate at a high speed, and the rotational force of the rotor blades 3 accelerates the air inside the air flow path 5 in the radial direction outward, so that the wing tip of the rotor blades 3 is ejected from the blowing device 4. Blown into the atmosphere. As the air in the air flow path 5 is discharged, the pressure in the air flow path 5 decreases, and new air is sucked in from the small hole 6 for air suction. Further, the small hole 6 for air intake is formed in the blade surface portion having a higher static pressure than that of the blowing device 4, whereas the slit 8 of the blowing device 4 is opened in the low pressure portion at the center of the blade tip vortex. Therefore, due to the pressure difference between the two, the air is more efficiently sucked through the small hole 6 for air suction and blown out through the slit 8 of the blowing device 4. As a result, in the boundary layer control device of the present embodiment, the boundary layer is sucked by the blade surface of the rotor blade 3 without requiring any special pressurization / decompression device or without impairing the power of the propulsion engine. At the same time, wing tip blowing can be performed at the wing tip.
【００１５】上記のようにローターブレード３の翼面で
境界層が吸い込まれることにより、乱流境界層によって
覆われるローターブレード３の表面積が減少し、境界層
吸込みを行わないローターブレードの翼面の約５０％〜
８０％が乱流境界層によって覆われるのに対して、乱流
境界層によって覆われるローターブレードの翼面を全表
面積の約１０％以下に抑制することができる。一般に乱
流境界層に覆われる翼面の摩擦抵抗は、層流境界層に覆
われる翼面の摩擦抵抗に比べて極めて大きく、乱流境界
層による摩擦抵抗と層流境界層による摩擦抵抗の比率は
ローターブレードの翼面では約２４：１（レイノルズ数
ＲＮが約６．５×１０6 ）であり、プロペラのような高
回転数の翼面ではその比率は４２：１（レイノルズ数Ｒ
Ｎが約３．０×１０7 ）である。また、乱流境界層が減
少することにより、形状抵抗や造波抵抗や誘導抵抗も減
少するので、乱流境界層の減少は翼の抵抗全体の減少に
極めて効果的であり、固定翼に関するＮＡＬ（航空宇宙
技術研究所）の実験によれば、誘導抵抗を除いた全抵抗
の６０％の減少に成功している。したがって、本発明の
ローターブレードの境界層制御装置によれば、乱流境界
層によって覆われるローターブレードの翼面面積が減少
し、大幅な抵抗の低下が期待できる。また、本発明のロ
ーターブレードの境界層制御装置によれば、ローターブ
レード３の翼端の吹出装置４から翼端渦の中心部分に空
気が吹き出されるので、翼端渦の強さが減少し、このこ
とにより、翼端渦による誘導抵抗を軽減することができ
る。As the boundary layer is sucked by the blade surface of the rotor blade 3 as described above, the surface area of the rotor blade 3 covered by the turbulent boundary layer is reduced, and the blade surface of the rotor blade that does not suck the boundary layer is reduced. About 50% ~
While 80% is covered by the turbulent boundary layer, the blade surface of the rotor blade covered by the turbulent boundary layer can be suppressed to about 10% or less of the total surface area. Generally, the frictional resistance of a blade surface covered by a turbulent boundary layer is much larger than the frictional resistance of a blade surface covered by a laminar boundary layer, and the ratio of the frictional resistance due to the turbulent boundary layer to the frictional resistance due to the laminar boundary layer Is about 24: 1 on the blade surface of the rotor blade (Reynolds number RN is about 6.5 × 10 6 ), and the ratio is 42: 1 (Reynolds number R on the blade surface of high speed such as propeller).
N is about 3.0 × 10 7 ). Further, since the turbulent boundary layer is reduced, the shape resistance, the wave-making resistance and the induced resistance are also reduced. Therefore, the reduction of the turbulent boundary layer is extremely effective in reducing the overall resistance of the blade, and the NAL related to the fixed blade is reduced. According to an experiment by the Aerospace Research Institute, the total resistance excluding the inductive resistance has been reduced by 60%. Therefore, according to the boundary layer control device for a rotor blade of the present invention, the blade surface area of the rotor blade covered by the turbulent boundary layer is reduced, and a significant reduction in resistance can be expected. Further, according to the boundary layer control device for a rotor blade of the present invention, air is blown from the blowing device 4 for the blade tip of the rotor blade 3 to the central portion of the blade tip vortex, so the strength of the blade tip vortex is reduced. Therefore, the induced resistance due to the blade tip vortex can be reduced.
【００１６】すなわち、本発明のローターブレードの境
界層制御装置によれば、簡単な構造により、翼面の境界
層吸込みと翼端の翼端吹出しとを同時に行うことがで
き、このことにより、ローターブレードの翼面と翼端の
抵抗を同時に軽減し、全体の抵抗を効果的に減少するこ
とができる。That is, according to the boundary layer control device of the rotor blade of the present invention, the boundary layer suction of the blade surface and the blade tip blowing of the blade tip can be simultaneously performed with a simple structure. The resistance of the blade surface and the blade tip can be simultaneously reduced, and the overall resistance can be effectively reduced.
【００１７】図６は異なる断面形状の空気流路を有する
ローターブレードの翼断面を示している。この実施例の
ローターブレード１０によれば、空気流路１１は主空気
流路１１ａと副空気流路１１ｂとを有し、副空気流路１
１ｂは空気吸込み用の第一小孔１２によって外部空間に
連通し、主空気流路１１ａと副空気流路１１ｂは第二小
孔１３によって連通している。この第二小孔１３の内径
は第一小孔１２のそれより大径に形成されている。この
ローターブレード１０によれば、主空気流路１１ａの圧
力は副空気流路１１ｂで平均化され、圧力の変動が減少
され、定常的な吸込みと吹出しとを行うことができる。FIG. 6 shows blade cross sections of rotor blades having air passages of different cross sectional shapes. According to the rotor blade 10 of this embodiment, the air passage 11 has the main air passage 11a and the sub air passage 11b, and the sub air passage 1
1b communicates with the external space through a first small hole 12 for sucking air, and the main air passage 11a and the sub air passage 11b communicate with each other through a second small hole 13. The inner diameter of the second small hole 13 is larger than that of the first small hole 12. According to the rotor blade 10, the pressure in the main air flow passage 11a is averaged in the sub air flow passage 11b, the pressure fluctuation is reduced, and steady suction and blowout can be performed.
【００１８】図７と図８はより簡単な形状の空気流路を
有するローターブレードを示している。この実施例のロ
ーターブレード２０では、図７に示すように、ローター
ブレード２０の翼断面内部に共通の空気流路２１が形成
されている。この空気流路２１はローターブレード２０
の壁体に穿設された多数の空気吸込み用の小孔２２によ
って外部の空間に連通している。この空気流路２１は図
８に示すように、吹出装置２３の内部の空洞部２４に連
通している。この実施例によれば、より簡単な形状を有
しているので、さらに製造容易なローターブレードを得
ることができる。7 and 8 show a rotor blade having a simpler shape air flow path. In the rotor blade 20 of this embodiment, as shown in FIG. 7, a common air passage 21 is formed inside the blade cross section of the rotor blade 20. The air passage 21 is formed by the rotor blade 20.
A large number of small holes 22 for sucking in air are provided in the wall of the device to communicate with the external space. As shown in FIG. 8, the air flow passage 21 communicates with a hollow portion 24 inside the blowing device 23. According to this embodiment, since it has a simpler shape, it is possible to obtain a rotor blade that is easier to manufacture.
【００１９】なお、上記実施例ではヘリコプタを用いて
本発明の境界層制御装置を説明したが、この境界層制御
装置を固定翼機の推進用プロペラブレード及び変換式航
空機のローターブレードに適用して良いことは明らかで
ある。In the above embodiment, the boundary layer control device of the present invention was described using a helicopter. However, this boundary layer control device is applied to a propeller blade for propulsion of a fixed wing aircraft and a rotor blade of a conversion type aircraft. The good is clear.
【００２０】[0020]
【発明の効果】上記の説明から明らかなように、本発明
のローターブレードの境界層制御装置によれば、ロータ
ーブレードの翼面部分に空気吸込み用の小孔を設けると
共に、翼端渦が発生するローターブレードの翼端部分に
吹出装置を設け、この空気吸込み用の小孔と吹出装置と
をローターブレード内部の空気流路で連通させているの
で、ローターブレードの回転によってローターブレード
翼面では境界層の空気が吸い込まれ、翼端では翼端渦の
中心に空気が吹き出される。すなわち、本発明によれ
ば、特別な加圧・減圧装置を要することなく、あるいは
推進用エンジンの動力を損なうことなく、ローターブレ
ードの翼面で境界層吸込みを行い、同時に翼端で翼端吹
出を行い、ローターブレードの抵抗を大幅に減少するロ
ーターブレードの境界層制御装置を得ることができる。As is apparent from the above description, according to the boundary layer control device for a rotor blade of the present invention, a small hole for air intake is provided in the blade surface portion of the rotor blade, and a blade tip vortex is generated. An air blower is provided at the blade tip portion of the rotor blade, and the air suction small hole and the air blower are in communication with each other through the air flow path inside the rotor blade.Therefore, the rotation of the rotor blade causes a boundary on the rotor blade blade surface. The layer of air is sucked in, and at the blade tip, air is blown out to the center of the tip vortex. That is, according to the present invention, the boundary layer is sucked at the blade surface of the rotor blade without requiring any special pressurization / decompression device or the power of the propulsion engine is impaired, and at the same time, the blade tip is blown at the blade tip. It is possible to obtain a boundary layer control device for a rotor blade that significantly reduces the resistance of the rotor blade.
【図１】本発明の境界層制御装置を有するローターブレ
ードの一部を切断して示した平面図。FIG. 1 is a plan view showing a rotor blade having a boundary layer control device according to the present invention by cutting a part thereof.
【図２】本発明の回転翼航空機のローターブレードの境
界層制御装置を有するヘリコプタを示した斜視図。FIG. 2 is a perspective view showing a helicopter having a rotor blade boundary layer control device for a rotorcraft according to the present invention.
【図３】本発明によるローターブレードの横断面図。FIG. 3 is a cross-sectional view of a rotor blade according to the present invention.
【図４】本発明によるローターブレードの先端部の軸方
向断面図。FIG. 4 is an axial cross-sectional view of a tip portion of a rotor blade according to the present invention.
【図５】本発明によるローターブレードの吹出装置の軸
方向断面図。FIG. 5 is an axial cross-sectional view of a rotor blade blowing device according to the present invention.
【図６】本発明の他の実施態様によるローターブレード
の横断面図。FIG. 6 is a cross-sectional view of a rotor blade according to another embodiment of the present invention.
【図７】本発明のさらに他の実施態様によるローターブ
レードの横断面図。FIG. 7 is a cross-sectional view of a rotor blade according to still another embodiment of the present invention.
【図８】本発明の他の実施態様によるローターブレード
の吹出装置の軸方向断面図。FIG. 8 is an axial cross-sectional view of a rotor blade blowing device according to another embodiment of the present invention.
３ ローターブレード ４ 吹出装置 ５ 空気流路 ６ 空気吸込み用の小孔 ７ 空洞部 ８ スリット 3 Rotor blade 4 Blow-off device 5 Air flow path 6 Small hole for air intake 7 Cavity 8 Slit
Claims (1)
ーターブレードの端部まで空気流路を設け、前記ロータ
ーブレードの上面または上下面に前記空気流路に連通す
る複数の小孔を配設するとともに、ローターブレードの
端部に前記空気流路に連通し、ローターブレードの回転
と逆方向に向けてスリットを設けた吹出装置を設け、空
気を前記小孔より吸い込み、前記空気流路を介して前記
ローターブレードの端部の吹出装置から吹き出させるよ
うにしたことを特徴とするローターブレードの境界層制
御装置。1. An air flow path is provided in a rotor blade along a longitudinal direction up to an end of the rotor blade, and a plurality of small holes communicating with the air flow path are provided on an upper surface or upper and lower surfaces of the rotor blade. Together with the end of the rotor blade communicated with the air flow path, provided with a blowing device provided with a slit in the direction opposite to the rotation of the rotor blade, sucking air from the small hole, through the air flow path A boundary layer control device for a rotor blade, characterized in that it is blown out from a blowing device at the end of the rotor blade.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15529092A JP3212692B2 (en) | 1992-06-15 | 1992-06-15 | Rotor blade boundary layer controller |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15529092A JP3212692B2 (en) | 1992-06-15 | 1992-06-15 | Rotor blade boundary layer controller |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05345596A true JPH05345596A (en) | 1993-12-27 |
| JP3212692B2 JP3212692B2 (en) | 2001-09-25 |
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ID=15602667
Family Applications (1)
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|---|---|---|---|
| JP15529092A Expired - Fee Related JP3212692B2 (en) | 1992-06-15 | 1992-06-15 | Rotor blade boundary layer controller |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3212692B2 (en) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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-
1992
- 1992-06-15 JP JP15529092A patent/JP3212692B2/en not_active Expired - Fee Related
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3212692B2 (en) | 2001-09-25 |
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