JPS58164499A - Controller for boundary layer of movable plane of aircraft - Google Patents
Controller for boundary layer of movable plane of aircraftInfo
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- JPS58164499A JPS58164499A JP4606282A JP4606282A JPS58164499A JP S58164499 A JPS58164499 A JP S58164499A JP 4606282 A JP4606282 A JP 4606282A JP 4606282 A JP4606282 A JP 4606282A JP S58164499 A JPS58164499 A JP S58164499A
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- boundary layer
- nozzle
- aircraft
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。(57) [Summary] This bulletin contains application data before electronic filing, so abstract data is not recorded.
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、航空機の可動翼に沿う流れの剥離を防止でき
るようにした境界層制御装置に関する〇
一般に、航空機においては、第１図に示すような可動翼
１の作動角を深くすると、可動翼１の上面に沿う気流が
剥離し、揚力または舵効きが減少して、良好な飛行特性
の維持が困難になる。この気流の剥離を防止し、大きな
揚力または姿勢制御能力を得るためには、可動翼１の境
界層制御装置が必要である。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION The present invention relates to a boundary layer control device capable of preventing flow separation along a movable wing of an aircraft. Generally, in an aircraft, the operation of a movable wing 1 as shown in FIG. If the angle is deepened, the airflow along the upper surface of the movable wing 1 will separate, reducing lift or steering effectiveness, making it difficult to maintain good flight characteristics. A boundary layer control device for the movable wing 1 is required to prevent separation of the airflow and obtain large lift or attitude control capability.
従来の航空機における補助翼、フラップ等の可動翼の境
界層制御装置としては、第２図に示すようなものがあり
、主翼本体Ｗの後縁部内のダクト４からスリット式ノズ
ル３によりジェットを吹き出し、剥離を防止する手段が
、最も一般的であるが、これには次に述べる不具合が存
在する。Conventional boundary layer control devices for movable wings such as ailerons and flaps in aircraft include the one shown in Figure 2, in which a jet is blown out from a duct 4 in the trailing edge of the main wing body W using a slit-type nozzle 3. The most common method is to prevent peeling, but this method has the following disadvantages.
（１１−−一定高のスリットを可動翼全スパンに亘り、
厳しい公差で製作することは困難である。(11--A slit of a constant height is placed over the entire span of the movable blade,
It is difficult to manufacture to tight tolerances.
（２）運用中、内圧のためスリット寸度を設計値に維持
することが困難である。(2) During operation, it is difficult to maintain the slit size at the design value due to internal pressure.
（：３） スリットの製作公差を緩和するため、スリ
ットを増大し、低圧で大流量の空気を使用することが、
今まで多く採用されたが、その場合翼内ダクト配置のス
ペース確保が困難であった０
（４）主翼本体後端にノズルが配置されるので。(:3) In order to ease the manufacturing tolerance of the slit, it is possible to increase the size of the slit and use a large flow of air at low pressure.
Although it has been widely adopted until now, it was difficult to secure space for duct placement within the wing. (4) The nozzle is placed at the rear end of the main wing body.
構造が複雑となり、かつ重量が増加する。The structure becomes complicated and the weight increases.
そこで本発明は、境界層制御用ノズルとして。Therefore, the present invention is applied as a nozzle for boundary layer control.
従来のスリット式ノズルの不具合を回避すべく。In order to avoid the problems of conventional slit type nozzles.
多孔式ノズルを用いるとともに、その配置を工夫して、
特に構造重量の軽減および工作の容易さの面でメリット
のある。航空機の可動翼の境界層制御装置を提供するこ
とを目的とする。Using a multi-hole nozzle and devising its arrangement,
It has particular advantages in terms of reduced structural weight and ease of work. An object of the present invention is to provide a boundary layer control device for a movable wing of an aircraft.
このため本発明の装置は、航空機の翼本体の後縁に沿い
可動翼をそなえ、同町動翼の前縁−Ｆ部に形成された窪
みに、境界層制御用多孔式ノズルが設けられて、高圧空
気源がら延在するダクトに接続されたブリナムチャンバ
が、上記ノズルに連通ずるごとく上記可動翼内に配設さ
れていることを特徴としている。For this reason, the device of the present invention is provided with a movable blade along the trailing edge of the wing body of an aircraft, and a porous nozzle for boundary layer control is provided in a recess formed at the leading edge -F section of the rotor blade. A brinum chamber connected to a duct extending from a high-pressure air source is disposed within the movable vane so as to communicate with the nozzle.
−Ｌ述の本発明の装置によれば１次のような効果ないし
利点が得られる。According to the device of the present invention described in -L, the following effects or advantages can be obtained.
（１）スリット式ノズルの代わりに、ドリル穴としての
多孔式ノズルを用いることができるので、その工作が簡
易化される。(1) Since a multi-hole nozzle can be used as a drill hole instead of a slit nozzle, the work is simplified.
（２）高圧で小流量の空気を使用できるので、翼内ダク
ト配置のスペースを減少させるとともに、ダクト内の圧
力損失を防ぎ、効率が向上する０
（３）多孔式ノズルが可動翼の前部に配置されるので、
構造が簡素化されるとともに、構造重量が軽減される。(2) High pressure and small flow rate of air can be used, which reduces the space required for duct arrangement within the wing, prevents pressure loss in the duct, and improves efficiency. Since it is placed in
The structure is simplified and the weight of the structure is reduced.
（４）可動翼の回動角が小さく、境界層制御の不要な巡
航時には、多孔式ノズルをもつ窪みが翼内にかくれるよ
うに、窪みの位置を選定して１巡航時における抵抗増加
等の空力上の不具合を解消させることができる。(4) During cruising when the rotation angle of the movable wing is small and boundary layer control is not required, select the position of the depression so that the depression with the multi-hole nozzle is hidden inside the wing to increase the resistance during one cruise. The aerodynamic problems can be solved.
以下５図面により本発明の一実゛施例としての航空機に
おける可動翼の境界層制御装置について説明すると、第
３図はその概略を示す平面図。The boundary layer control device for a movable wing in an aircraft as an embodiment of the present invention will be explained with reference to the following five drawings. FIG. 3 is a plan view schematically showing the device.
第４図（ａｌ、 （ｂ）はその要部を示す部分断面図、
第４図（Ｃ）は第４図（ａｌ、 （ｂｌのＡ部の詳細図
であり。FIG. 4 (al), (b) is a partial sectional view showing the main part,
Figure 4 (C) is a detailed view of part A of Figure 4 (al, (bl).
第５図（ａｌ、 （ｂｌは可動翼の作用状態を示す説明
図。FIG. 5 (al, (bl) is an explanatory diagram showing the operating state of the movable blade.
第６図は可動翼の境界層制御特性を示すグラフである。FIG. 6 is a graph showing the boundary layer control characteristics of the movable blade.
第３図に示すように２エンジンＥにおけるコンプレッサ
ーの最終段等で抽気された境界層制御用高圧空気は、固
定翼としての主翼本体Ｗ内に配設されたダクト４により
、主翼本体Ｗの後縁に沿う可動翼１の前縁部内のプリナ
ムチャンバ２に導かれるようになっている０
そして、可動翼１の上面に、ブリナムチャンバ２の高圧
空気によって得られるエネルギーの高いジェノトラ流す
ため、可動翼１の前縁上部に形成された窪みＤに、ドリ
ル穴としての多孔式ノズル５が配置されている。なお、
ダクト１は、第４図（ａ）に示す可動翼ｌと一体の・ぐ
イブ状回転軸１ａ内の導管４ａに対し、相対回転可能に
接続され、この導管４ａは可動翼Ｉと共に回転するよう
になっている。As shown in Fig. 3, the high-pressure air for boundary layer control extracted from the final stage of the compressor in engine 2 is transported to the rear of the main wing body W through a duct 4 disposed within the main wing body W as a fixed wing. The plenum chamber 2 in the leading edge of the movable wing 1 along the edge is directed into the plenum chamber 2.Then, on the upper surface of the movable wing 1, the high-energy genotra obtained by the high pressure air of the brinum chamber 2 flows. A multi-hole nozzle 5 serving as a drill hole is arranged in a depression D formed in the upper part of the leading edge of the movable blade 1. In addition,
The duct 1 is relatively rotatably connected to a conduit 4a in a rotary shaft 1a integrated with the movable blade I shown in FIG. It has become.
そしてブリナムチャンバ２は導管４に連結管２ａｋ介し
て接続連通されている。The Brinum chamber 2 is connected to a conduit 4 via a connecting pipe 2ak.
この装置の構造重量の軽減と工作の簡易化とをはかるた
め、多孔式ノズル５は必要最少限の深さの窪みＤに配置
されており、しかも巡航時の抵抗増加をさけるため、小
さな可動翼回動角の範囲では、窪みＤが翼内にかくれる
ように配設されている。（第４図（ａｌ参照）
ノズル５から噴出される境界層制御用ジエ・ノドは、窪
みＤより可動翼ｌの外形線へ滑らかに結ばれた曲面６に
沿って、コアンダ効果により可動翼１の後方に放出され
る。In order to reduce the structural weight of this device and simplify the construction, the multi-hole nozzle 5 is placed in a recess D with the minimum necessary depth.Moreover, in order to avoid an increase in resistance during cruising, a small movable wing is installed. In the rotation angle range, the depression D is hidden inside the wing. (See Figure 4 (al)) The boundary layer control jet nozzle ejected from the nozzle 5 moves along the curved surface 6 that is smoothly connected from the depression D to the outline of the movable blade l due to the Coanda effect. is emitted behind.
通常、多孔式ノズル５の各穴径は０５〜２０■で、各穴
の相互間のピッチは穴径の４〜６倍となる０
主翼本体Ｗと可動翼１との間は、空気の導通を防１１゛
−するため、／−ル材７を施されなければならない。な
お１本実施例では、°多孔式ノズル−の例としてドリル
穴としての多孔式ノズルをとり一ヒげたが、その工作法
を限定するものではない。Normally, the diameter of each hole in the multi-hole nozzle 5 is 05 to 20 mm, and the pitch between the holes is 4 to 6 times the hole diameter. In order to prevent this, a /-ru material 7 must be applied. In this embodiment, a multi-hole nozzle with a drilled hole is used as an example of a multi-hole nozzle, but the method of manufacturing the nozzle is not limited.
第５図（ａ）に示すように、可動翼１の作動角を増すと
、ある作動角以上では主翼本体Ｗにそって流れてきた気
流は、可動翼１の面上で剥離し。As shown in FIG. 5(a), when the operating angle of the movable wing 1 is increased, the airflow flowing along the main wing body W separates on the surface of the movable wing 1 above a certain operating angle.
揚力または舵効きが減少する。Lift or rudder effectiveness is reduced.
本発明の装置をそなえた航空機では、第５図（ｂｌに示
すように、境界層制御用の高圧ジエ・ノト８が多孔式ノ
ズル５から放出されるので、従来の主翼本体Ｗの後端に
おけるスリット式ノズル（第２図参照）の場合と同様に
、気流に新しいエネルギーが付加されて、可動翼１の而
Ｉ−で剥離が発生せず、十分な揚力捷たは舵効きが得ら
れる。（第６図参照）
しかも本発明の装置では、ブリナムチャンバ２を、主翼
本体Ｗに設けず、可動翼１に設けるようにしたので、ブ
リナムチャンバ２からノズル５の出［１までの距離が短
縮され、構造の簡素化がもたらされるとともに、構造重
量の軽減に効果がある。In an aircraft equipped with the device of the present invention, as shown in FIG. As in the case of the slit type nozzle (see FIG. 2), new energy is added to the airflow, so that separation does not occur at the movable blade 1 and sufficient lift or steering effect is obtained. (See Fig. 6) Moreover, in the device of the present invention, the brinum chamber 2 is not provided in the main wing body W, but is provided in the movable wing 1. This shortens the structure, simplifies the structure, and reduces the weight of the structure.
また多孔式ノズル５にすると、従来のスリット式ノズル
に比して工作が容易となり、境界層制御用抽気は多孔式
ノズルの場合、高圧空気（８〜Ｉ Ｏｋｇ／ｃｍＱの使
用が可能となって、受流量でよく、翼内ダクトスペース
の減少と、ダクト圧力損失の減少とに効果がある。In addition, using the porous nozzle 5 makes it easier to work than the conventional slit nozzle, and the porous nozzle allows the use of high-pressure air (8 to I Okg/cmQ) for boundary layer control bleed air. , the received amount is sufficient, and it is effective in reducing the duct space within the blade and the duct pressure loss.
さらに１本発明の装置では、境界層制御の不要な巡航時
のごとく、可動翼ｌの小作動角による飛行範囲では、多
孔式ノズル５を有する窪みＤが翼内にかくれるので、抵
抗増加等の不具合を発生しない利点がある。Furthermore, in the device of the present invention, in a flight range where the movable wing l has a small operating angle, such as during cruising where boundary layer control is not required, the recess D having the multi-hole nozzle 5 is hidden inside the wing, resulting in increased resistance, etc. This has the advantage of not causing any problems.
第１図は航空機の一例を示す平面図、第２図は従来の航
空機における可動翼の境界層制御装置を示す断面図であ
り、第３，４図は本発明の一実施例としての航空機の可
動翼の境界層制御装置を示すもので、第；３図はその概
略を示す平面図、第４図（ａｌ、（ｂ）はその要部を示
す部分断面図、第４図ＦＣ）は第４図（ａｔ、 （ｂｌ
のＡ゛部の詳細図であり、第５図（ａｌ、 （ｂｌは可
動翼の作用状態を示す説明図、第６図は可動翼の境界層
制御特性を示すグラフである。
１・・可動翼、ｌａ・・パイプ状回転軸、２・・ブリナ
ムチャンバ、２ａ・・連結管、３・・スリット式ノズル
、４・・ダクト、４ａ・・導管、５・・多孔式ノズル、
６・拳曲面、７・・ンール材、Ｄ・−窪み、Ｅ・・エン
ジン、Ｗ・・主翼本体。
第 １ 図
第２図
第３図
第 ４ 図
第５図
（ａ）
（ｂ）Fig. 1 is a plan view showing an example of an aircraft, Fig. 2 is a sectional view showing a boundary layer control device for a movable wing in a conventional aircraft, and Figs. This figure shows a boundary layer control device for a movable blade. Figure 3 is a plan view showing its outline, Figure 4 (al, (b) is a partial cross-sectional view showing its main parts, and Figure 4 FC) is a Figure 4 (at, (bl
5 is an explanatory diagram showing the operating state of the movable blade, and FIG. 6 is a graph showing the boundary layer control characteristics of the movable blade. 1. Movable blade. Wings, la... Pipe-shaped rotating shaft, 2... Brinum chamber, 2a... Connecting pipe, 3... Slit type nozzle, 4... Duct, 4a... Conduit, 5... Porous nozzle,
6. Fist curved surface, 7. Nuru material, D. - hollow, E. engine, W. main wing body. Figure 1 Figure 2 Figure 3 Figure 4 Figure 5 (a) (b)
Claims (1)
の前縁上部に形成された窪みに、境界層制御用多孔式ノ
ズルが設けられて、高圧空気源から延在するダクトに接
続されたブリナムチャンバが、上記ノズルに連通ずるご
とく上記可動翼内に配設されていることを特徴とする。 航空機の可動翼の境界層制御装置。[Scope of Claims] An aircraft is provided with a movable wing along the trailing edge of the wing body, and a porous nozzle for boundary layer control is provided in a recess formed at the upper part of the leading edge of the movable wing. A brinum chamber connected to an extending duct is disposed throughout the movable vane and communicates with the nozzle. Boundary layer control device for moving aircraft wings.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4606282A JPS58164499A (en) | 1982-03-23 | 1982-03-23 | Controller for boundary layer of movable plane of aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4606282A JPS58164499A (en) | 1982-03-23 | 1982-03-23 | Controller for boundary layer of movable plane of aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS58164499A true JPS58164499A (en) | 1983-09-29 |
Family
ID=12736518
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4606282A Pending JPS58164499A (en) | 1982-03-23 | 1982-03-23 | Controller for boundary layer of movable plane of aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS58164499A (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009504511A (en) * | 2005-08-09 | 2009-02-05 | ザ・ボーイング・カンパニー | Lift augmentation system and related methods |
| JP2009504481A (en) * | 2005-08-09 | 2009-02-05 | ザ・ボーイング・カンパニー | System and associated method for aerodynamic flow |
| JP2010505063A (en) * | 2006-09-29 | 2010-02-18 | エアバス フランス | Aircraft jet engine nacelle and aircraft equipped with the nacelle |
-
1982
- 1982-03-23 JP JP4606282A patent/JPS58164499A/en active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009504511A (en) * | 2005-08-09 | 2009-02-05 | ザ・ボーイング・カンパニー | Lift augmentation system and related methods |
| JP2009504481A (en) * | 2005-08-09 | 2009-02-05 | ザ・ボーイング・カンパニー | System and associated method for aerodynamic flow |
| JP2013216316A (en) * | 2005-08-09 | 2013-10-24 | Boeing Co:The | Lift augmentation system and associated method |
| JP2010505063A (en) * | 2006-09-29 | 2010-02-18 | エアバス フランス | Aircraft jet engine nacelle and aircraft equipped with the nacelle |
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