Удлиненный аэродинамический элемент, деформируемый при кручении



Удлиненный аэродинамический элемент, деформируемый при кручении
Удлиненный аэродинамический элемент, деформируемый при кручении
Удлиненный аэродинамический элемент, деформируемый при кручении
Удлиненный аэродинамический элемент, деформируемый при кручении
Удлиненный аэродинамический элемент, деформируемый при кручении
Удлиненный аэродинамический элемент, деформируемый при кручении
Удлиненный аэродинамический элемент, деформируемый при кручении
Удлиненный аэродинамический элемент, деформируемый при кручении
Удлиненный аэродинамический элемент, деформируемый при кручении

 


Владельцы патента RU 2441808:

ОНЭРА (ОФФИС НАСЬОНАЛЬ Д'ЭТЮД Э ДЕ РЕШЕРШ АЭРОСПАСЬЯЛЬ) (FR)

Изобретение относится к удлиненному аэродинамическому элементу и касается крыла летательного аппарата или лопасти винтокрыла. Аэродинамический элемент (1) выполнен с возможностью деформации при кручении. Удлиненный аэродинамический элемент (1) снабжен верхней аэродинамической поверхностью (2) и нижней аэродинамической поверхностью (3). При этом верхняя аэродинамическая поверхность (2) является непрерывной, а нижняя аэродинамическая поверхность (3) содержит продольный паз (6), проходящий в направлении размаха и вблизи передней кромки (4) аэродинамического элемента (1). Внутри аэродинамического элемента (1) предусмотрены исполнительные средства, способные вызывать относительное скольжение между кромками паза (6) относительно друг друга. Внутренние исполнительные средства могут быть пьезоэлектрическими, гидравлическими, механическими. Достигается обеспечение регулируемой жесткости при кручении. 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Данное изобретение относится к удлиненному аэродинамическому элементу, такому как крыло летательного аппарата или лопасть винтокрыла, выполненному с возможностью как статической, так и динамической деформации при кручении.

Из американского документа 5137228 уже известна лопасть винтокрыла, выполненная с возможностью деформации при кручении относительно некоторой оси, по меньшей мере, приблизительно вдоль направления размаха указанной лопасти и содержащая соединенные друг с другом переднюю продольную часть, содержащую переднюю кромку, и заднюю продольную часть, содержащую заднюю кромку. В данной известной лопасти указанные продольные части соединены посредством лонжерона и отделены друг от друга двумя продольными пазами, выполненными соответственно в верхней поверхности и нижней поверхности указанной лопасти. Кручение лопасти регулируется посредством исполнительных средств, расположенных у нижней части лопасти и несомых колонкой винтокрыла. Когда указанные исполнительные средства управляют кручением лопасти, результатом является относительное скольжение указанных продольных частей вдоль указанных пазов.

Задачей решения по данному документу США по предшествующему уровню техники является преднамеренное достижение незначительной жесткости при кручении для указанной лопасти, которая достигается, поскольку сечение лопасти «разомкнуто» дважды за счет указанных продольных пазов верхней и нижней поверхностей. Результатом является то, что первая мода крутильных колебаний указанной лопасти будет очень низкой, что, вероятно, затруднит моноциклическое регулирование угла установки лопасти при полете вперед. Следовательно, управление лопастью можно будет осуществлять только при адаптивном скручивании (квазистатическом скручивании), а не при активном (динамическом) скручивании.

Кроме того, поскольку исполнительные средства сконцентрированы у нижней части лопасти, сила кручения будет расположена в этом месте, так что угол кручения, вызванный данной силой, будет монотонно изменяющимся (возрастающим или убывающим) вдоль указанной лопасти.

Задача данного изобретения заключается в исправлении подобных недостатков посредством создания удлиненного аэродинамического элемента, который является достаточно жестким при кручении, чтобы быть управляемым не только при статическом скручивании, но также при активном скручивании, и для обеспечения возможности локального управления углом кручения лопасти вдоль указанной лопасти.

Для этого в соответствии с изобретением удлиненный аэродинамический элемент, такой как крыло летательного аппарата или лопасть винтокрыла, снабженный верхней аэродинамической поверхностью и нижней аэродинамической поверхностью, между которыми определены передняя кромка и задняя кромка, при этом указанный аэродинамический элемент выполнен с возможностью деформирования при кручении относительно оси, по меньшей мере, приблизительно вдоль направления размаха указанного аэродинамического элемента и содержит соединенные друг с другом переднюю продольную часть, содержащую указанную переднюю кромку, и заднюю продольную часть, содержащую указанную заднюю кромку, при этом кручение указанного аэродинамического элемента связано с относительным скольжением указанных продольных частей, по меньшей мере, по существу параллельно указанному размаху, отличается тем, что

- одна из указанных аэродинамических поверхностей является непрерывной и осуществляет соединение между указанными передней и задней продольными частями;

- другая из указанных аэродинамических поверхностей разделена на стороне указанной передней кромки продольным пазом, по меньшей мере, приблизительно вдоль направления указанного размаха и отделяющим указанные переднюю и заднюю продольные части друг от друга, при этом одна из кромок указанного паза представляет собой часть одной из указанных продольных частей, в то время как другая из указанных кромок представляет собой часть другой продольной части; и

- внутри указанного аэродинамического элемента предусмотрены исполнительные средства, способные вызывать относительное скольжение между указанными кромками паза.

Таким образом, в аэродинамическом элементе по изобретению, так как обе продольные части соединены друг с другом посредством одной из его аэродинамических поверхностей (верхней или нижней) и кромки указанного продольного паза соединены с помощью указанных исполнительных средств, жесткость указанного элемента при кручении может быть отрегулирована до достаточной величины для обеспечения возможности динамического скручивания. Кроме того, поскольку указанные исполнительные средства представляют собой теперь неотъемлемую часть указанного аэродинамического элемента, а не расположены снаружи последнего, они могут быть распределены внутри указанного аэродинамического элемента по его размаху для достижения любого заданного распределения угла кручения по размаху.

Кроме того, следует отметить то, что в данном изобретении относительное скольжение указанных продольных частей является причиной указанного скручивания указанного аэродинамического элемента, в то время как в лопасти по патенту США 5,137,228 подобное скольжение является его следствием.

Несмотря на то, что указанная непрерывная аэродинамическая поверхность может представлять собой нижнюю поверхность указанного аэродинамического элемента, предпочтительно, чтобы верхняя поверхность последнего была непрерывной и чтобы указанный продольный паз находился в пределах указанной нижней поверхности. Кроме того, предпочтительно, чтобы указанный продольный паз был герметично закрыт лентой из материала с низким модулем упругости, например, эластомера. Таким образом, указанная лента изолирует внутреннюю часть указанного аэродинамического элемента при одновременном обеспечении возможности относительного скольжения кромок указанного продольного паза за счет упругого деформирования ее при сдвиге.

Указанные внутренние исполнительные средства аэродинамического элемента в соответствии с данным изобретением могут представлять собой средства любого желательного типа (электрические, механические, гидравлические…) и могут быть или распределены равномерно, или распределены блоками по размаху указанного аэродинамического элемента.

В одном предпочтительном варианте осуществления указанные исполнительные средства представляют собой средства пьезоэлектрического типа и предпочтительно соответствуют плоскому исполнительному устройству с многослойной конструкцией, описанному в Европейском документе ЕР-1,788,646. В этом случае они выполнены в виде многослойной пластины, способной подвергаться деформации плоского сдвига. В этом случае они могут быть предусмотрены, по меньшей мере частично, в плоскости хорды указанного аэродинамического элемента.

Следует отметить, что в данном Европейском документе также описано применение подобного многослойного плоского исполнительного устройства для закручивания аэродинамического элемента. Тем не менее, в данном случае указанное исполнительное устройство расположено вблизи открытой задней кромки указанного аэродинамического элемента между обшивками верхней поверхности и нижней поверхности указанной задней кромки. Данная конструкция приводит к возникновению нескольких недостатков.

Действительно, известно, что в случае указанного аэродинамического элемента, представляющего собой лопасть винтокрыла, важно, чтобы в рассматриваемом сечении профиля центр баланса масс, средней линии махового движения и жесткости лобового сопротивления (место, в котором нормальные напряжения равны нулю) и упругая ось кручения были сцентрированы на 25% хорды профиля от передней кромки. Подобное «центрирование» на расстоянии, составляющем 25% хорды, соответствует аэродинамическому фокусу профиля, в котором находится ось общего и циклического шага лопасти. Данные балансы и баланс центра упругости при кручении - это то, что обеспечивает возможность избежания соединения мод маховых движений и крутильных колебаний. Действительно, при динамическом возбуждении исполнительного устройства лопасть должна быть подвергнута исключительно деформации кручения в максимально возможной степени для минимизации вызываемого махового движения.

Данные балансы (баланс масс, уравновешенность и упругости) в случае применения решения по документу ЕР-1788646 труднодостижимы вследствие размещения исполнительного устройства с очень значительным «смещением» в сторону задней части хорды и вследствие выреза на задней кромке по размаху.

Кроме того, обоим «разомкнутым» кромкам задней кромки должна быть придана жесткость для передачи сдвига всей конструкции аэродинамического элемента и избежания только локальной деформации сдвига. Кроме того, данные «разомкнутые» кромки стремятся расходиться друг от друга при некоторых аэродинамических воздействиях.

Посредством данного изобретения недостатки предшествующего уровня техники, представленного документом ЕР-1788646, также устранены.

Действительно, в соответствии с изобретением задняя кромка является «закрытой» (замкнутой), и указанные внутренние исполнительные средства независимо от их типа (пьезоэлектрического, электрического, гидравлического, механического …) могут быть расположены так, чтобы ось кручения находилась в плоскости хорды указанного аэродинамического элемента и чтобы в подобной плоскости расстояние между указанной осью и передней кромкой было равно, по меньшей мере, приблизительно одной четвертой хорды профиля в указанном аэродинамическом элементе.

Как упомянуто выше, внутренние исполнительные средства могут иметь конструкцию, отличную от конструкции пьезоэлектрического исполнительного средства, особенно в тех случаях, когда требуются высокие выходные характеристики.

Например, указанные внутренние исполнительные средства могут включать в себя множество гидравлических блоков, распределенных вдоль указанного удлиненного аэродинамического элемента. Каждый гидравлический блок может включать в себя два противодействующих гидравлических цилиндра, составляющих одно целое с одной из указанных продольных частей указанного аэродинамического элемента и взаимодействующих для перемещения ползуна, составляющего одно целое с другой продольной частью, параллельно размаху указанного аэродинамического элемента. Указанные гидравлические блоки также могут быть выполнены таким образом, что ось кручения находится в плоскости хорды на 25% от хорды. Рабочая жидкость может подаваться в различные гидравлические блоки параллельно, и различные гидравлические блоки могут создавать различные локальные углы кручения в зависимости от их положения по размаху.

В еще одном дополнительном альтернативном варианте осуществления указанные внутренние исполнительные средства могут включать в себя множество механических блоков, распределенных равномерно вдоль указанного удлиненного аэродинамического элемента. Каждый механический блок может включать в себя эксцентрик, установленный с возможностью поворота относительно одной из продольных частей указанного аэродинамического элемента и взаимодействующий с другой из указанных продольных частей для создания относительного скольжения последней. Как указано выше, указанные механические блоки могут быть предусмотрены таким образом, что ось кручения будет находиться в плоскости хорды на 25% от хорды. Совместное управление указанными эксцентриками может осуществляться посредством управляющего стержня, направляемого с возможностью скольжения в указанной продольной части, на которой указанные эксцентрики установлены с возможностью поворота. За счет регулирования указанных эксцентриков по отдельности указанные механические блоки также могут создавать различные локальные углы кручения в зависимости от их положения по размаху.

Фигуры приложенных чертежей будут способствовать лучшему пониманию того, как изобретение может быть реализовано. На данных фигурах идентичные ссылочные позиции обозначают аналогичные элементы.

Фиг.1 представляет собой схематическое выполненное поперек к размаху сечение удлиненного аэродинамического элемента с пьезоэлектрическими исполнительными средствами в соответствии с данным изобретением.

Фиг.2 представляет собой схематический вид в перспективе, выполненный частично сверху и спереди и выполненный в большем масштабе и с разрезом, аэродинамического элемента по фиг.1.

Фиг.3 иллюстрирует на виде, аналогичном виду по фиг.2, действие пьезоэлектрического внутреннего исполнительного средства указанного аэродинамического элемента.

Фиг.4 иллюстрирует в частичном схематическом сечении альтернативный вариант осуществления пьезоэлектрических исполнительных средств удлиненного аэродинамического элемента по фиг.1-3.

Фиг.5 схематически иллюстрирует действие исполнительных средств удлиненного аэродинамического элемента по фиг.4.

Фиг.6 показывает сечение удлиненного аэродинамического элемента, выполненного в соответствии с данным изобретением и снабженного гидравлическими исполнительными средствами.

Фиг.7 представляет собой схематический вид в перспективе гидравлических исполнительных средств удлиненного аэродинамического элемента по фиг.6.

Фиг.8 представляет собой выполненный с пространственным разделением элементов вид в перспективе механического варианта осуществления исполнительного средства для удлиненного аэродинамического элемента по изобретению.

Фиг.9 схематически иллюстрирует функционирование механического исполнительного средства по фиг.8.

Удлиненный аэродинамический элемент 1, показанный на фиг.1-3 (при этом фиг.1 представляет собой сечение, поперечное к его размаху Е), представляет собой, например, крыло летательного аппарата или лопасть винтокрыла. Он имеет верхнюю поверхность 2 и нижнюю поверхность 3, образующие в передней части переднюю кромку 4 и в задней части заднюю кромку 5.

Вблизи передней кромки 4 на нижней поверхности 3 выполнен продольный паз 6, разделяющий в продольном направлении указанный аэродинамический элемент 1 (по размаху Е) на переднюю продольную часть 1А, включающую в себя указанную переднюю кромку 4, и заднюю продольную часть 1R, включающую в себя указанную заднюю кромку 5. С другой стороны, указанные передняя 1А и задняя 1R продольные части образуют одно целое друг с другом посредством верхней поверхности 2, которая является непрерывной.

В примере, показанном на фиг.1-3, указанный аэродинамический элемент 1 включает в себя

- лонжерон 7 со стороны передней кромки, образующий указанную переднюю кромку 4 и части верхней поверхности 2 и нижней поверхности 3 вблизи нее; подобный лонжерон 7 может быть выполнен из композиционного волокнита (например, из эпоксистеклопластика или эпоксикарбопласта) и, если требуется, может включать в себя балластный груз 8, простирающийся вдоль указанной передней кромки 4;

- лонжерон 9 со стороны нижней поверхности, отделенный от указанного лонжерона 7 со стороны передней кромки указанным продольным пазом 6 на указанной нижней поверхности, при этом фронтальная кромка 6А данного паза образована продольной поперечной стороной лонжерона 7 со стороны передней кромки, в то время как задняя кромка 6R указанного продольного паза 6 образована продольной поперечной стороной указанного лонжерона 9 со стороны нижней поверхности; последний также может быть выполнен из композиционного волокнита;

- лонжерон 10 со стороны бокового края, образующий заднюю кромку 5 и выполненный, например, из композиционного волокнита;

- оболочку 11, образующую верхнюю поверхность 2 и нижнюю поверхность 3 (прерываемую пазом 6) и окружающую лонжероны 7, 9 и 10, при этом она составляет одно целое с указанными лонжеронами;

- пенопласт 12, например, из полиуретана, заполняющий указанную оболочку 11 (следует отметить, что для ясности чертежа наполнитель из пеноматериала 12 не показан на фиг.2 и 3); и

- лента 13 из эластомерного материала с низким модулем упругости, герметично закрывающая паз 6 и составляющая одно целое (посредством склеивания) с его кромками 6А и 6R.

Кроме того, внутри оболочки 11, предпочтительно, по меньшей мере, частично в плоскости Р хорды элемента 1, выполнено пьезоэлектрическое плоское исполнительное устройство 14, аналогичное устройству, описанному в документе ЕР-1788646, на который сделана ссылка в данном описании.

Данное известное исполнительное устройство 14 включает в себя два наложенных друг на друга, плоских исполнительных механизма А1 и А2 с многослойной структурой, которые образуют одно целое друг с другом, например, посредством склеивания вдоль удлиненной краевой зоны S2 и каждый из которых включает в себя удлиненную краевую зону S1, противоположную и параллельную указанной зоне S2. Как разъяснено в документе ЕР-1788646, когда плоские исполнительные механизмы А1 и А2 приводятся в действие, они создают плоский сдвиг с угловой амплитудой 2γ, что приводит к относительному скольжению между обеими удлиненными краевыми зонами S1 с амплитудой d (см. фиг.3).

В аэродинамическом элементе 1 исполнительное устройство 14 установлено таким образом, что удлиненные краевые зоны S1 и S2 направлены по размаху Е, при этом зона S1 исполнительного механизма А1 составляет одно целое с лонжероном 7 со стороны передней кромки, в то время как зона S1 исполнительного механизма А2 составляет одно целое с лонжероном 9 со стороны нижней поверхности. Для этого между указанными лонжеронами 7 и 9 может быть образован продольный зазор, в который вставлены указанные зоны S1 исполнительных механизмов А1 и А2.

Таким образом, как показано на фиг.3, при приведении в действие указанных исполнительных механизмов А1 и А2 скольжение d направлено по размаху Е и передается лонжеронам 7 и 9, которые смещаются относительно друг друга. Следовательно, это приводит к относительному смещению между передней частью 1А и задней частью 1R (как показано стрелками 15 на фиг.3) и короблению оболочки 11, отображаемому деформацией кручения элемента 1 вокруг оси Т-Т кручения в плоскости Р хорды и направленной по размаху Е. Само собой разумеется, лента 13 также подвергается деформации сдвига (см. фиг.3).

Следует отметить, что с механической точки зрения исполнительное устройство 14 «закрывает» паз 6, так что жесткость указанного исполнительного устройства при сдвиге влияет в наибольшей степени на жесткость аэродинамического элемента 1 при кручении.

Для достижения нужного кручения может быть использовано или одно исполнительное устройство 14, простирающееся по всему размаху Е аэродинамического элемента 1, или множество исполнительных устройств 14, распределенных по указанному размаху Е.

В том случае, когда аэродинамический элемент 1 представляет собой лопасть винтокрыла, по вышеуказанным причинам предпочтительно, чтобы в плоскости Р хорды расстояние от оси Т-Т кручения до передней кромки 4 составляло, по меньшей мере, приблизительно 25% хорды С указанной лопасти.

Для некоторых применений может быть установлено, что смещение d, обеспечиваемое посредством выполнения исполнительного устройства 14, является недостаточным. В этом случае, как показано на фиг.4 и 5, альтернативный вариант 20 осуществления аэродинамического элемента согласно данному изобретению и в соответствии с любым другим аспектом аэродинамического элемента 1 таков, что в нем предусмотрены несколько исполнительных устройств 14, расположенных друг над другом и соединенных посредством зон S1 исполнительных механизмов А1 и А2 соседних исполнительных устройств 14 для образования одного исполнительного устройства 21, способного обеспечить большую величину перемещения при сдвиге.

Как показано на фиг.5, если исполнительное устройство 21 образовано из трех исполнительных устройств 14, перемещение D при сдвиге, обеспечиваемое ими, может в три раза превышать перемещение d при сдвиге, обеспечиваемое только одним исполнительным устройством 14. Поскольку исполнительное устройство 21 является толстым, оно не может находиться «в пределах» плоскости Р хорды; следовательно, оно расположено параллельно указанной плоскости Р хорды, с обеих сторон от нее, и в том случае, когда аэродинамический элемент 20 представляет собой лопасть винтокрыла, местоположение исполнительного устройства выбрано таким, что ось Т-Т кручения будет находиться на расстоянии от передней кромки 4, составляющем С/4.

Аэродинамический элемент 30, показанный в сечении, поперечном к его размаху Е, на фиг.6, полностью идентичен аэродинамическим элементам 1 и 20, описанным выше, за исключением того, что касается указанных исполнительных средств. Действительно, аэродинамический элемент 30 снабжен множеством исполнительных устройств 31 (или блоков) гидравлического типа, распределенных по его размаху Е. Одно исполнительное устройство 31 можно видеть в сечении по фиг.6, а фиг.7 иллюстрирует на схематическом виде в перспективе конструкцию подобного исполнительного устройства 31. Каждое исполнительное устройство 31 включает в себя основание 32, служащее опорой для двух противодействующих гидравлических силовых цилиндров 33 и 34 с ползуном 35, предусмотренным между ними. Легко можно понять, что ползун 35 под действием силовых гидроцилиндров 33 и 34 может быть перемещен в соответствии с прямолинейным скольжением, обозначенным двунаправленной стрелкой 36.

Каждое исполнительное устройство 31 предусмотрено внутри аэродинамического элемента 30 таким образом, что направление 36 возвратно-поступательного скольжения параллельно размаху, при этом основание 32 составляет одно целое с лонжероном 9 со стороны нижней поверхности (и, следовательно, с задней продольной частью 1R), в то время как ползун 35 выполнен составляющим одно целое (в месте, обозначенном ссылочной позицией 37) с лонжероном 7 со стороны передней кромки (и, следовательно, с передней продольной частью 1А). Подача рабочей жидкости в силовые гидроцилиндры 33 и 34 может осуществляться посредством труб 38, 39, пересекающих указанное основание 32, и подача во все исполнительные устройства 31 может осуществляться параллельно.

Фиг.8 и 9 показывают исполнительное устройство 41 механического типа, которое может быть использовано вместо каждого из гидравлических устройств 31 по фиг.6 и 7.

Каждое исполнительное устройство 41 включает в себя передний блок 42, составляющий одно целое с лонжероном 7 со стороны передней кромки (и, следовательно, с передней продольной частью 1А), и задний блок 43, составляющий одно целое с лонжероном 9 со стороны нижней поверхности (и, следовательно, с задней продольной частью 1R).

Передний блок 42 выполнен с направляющей 44 скольжения для стержня 45, параллельно размаху Е и пазу 6, а также с опорой 46 для вала 47, ось 48 которого перпендикулярна стержню 45.

Вал 47 несет палец 49 и эксцентриковый сердечник 50. Палец 49 введен во взаимодействие со стержнем 45, например, посредством паза 51, в то время как эксцентриковый сердечник 50 вставлен в овальное отверстие 52, выполненное в заднем блоке 43, с обеспечением слабого трения.

Таким образом, как схематически проиллюстрировано на фиг.9, когда стержень 45 скользит в направляющей 44 для него (что показано двунаправленной стрелкой 53), палец 49 поворачивается вокруг оси 48 (что показано двунаправленной стрелкой 54), приводя в движение эксцентриковый сердечник 50 так, что это приводит (что показано двунаправленной стрелкой 55) к относительному скольжению блоков 42 и 43 (и, следовательно, лонжеронов 7 и 9 и продольных частей 1А и 1R) параллельно стержню 45 (и, следовательно, пазу 6).

Следует отметить, что

- управление множеством исполнительных устройств (или блоков) 41, распределенных по размаху Е аэродинамического элемента, может осуществляться посредством одного и того же стержня 45, управление скольжением которого, в свою очередь, осуществляется с помощью любого соответствующего средства; и

- поскольку амплитуда относительного скольжения 55 между блоками 42 и 43 зависит от эксцентриситета сердечника 50, каждое исполнительное устройство 41 может быть выполнено с определенным эксцентриковым сердечником 50, выполненным с возможностью локальной передачи заданного кручения, возможно, отличающегося от кручения, создаваемого исполнительными устройствами, расположенными с обеих его сторон.

1. Удлиненный аэродинамический элемент, такой как крыло летательного аппарата или лопасть винтокрыла, снабженный верхней аэродинамической поверхностью (2) и нижней аэродинамической поверхностью (3), между которыми определены передняя кромка (4) и задняя кромка (5), при этом указанный аэродинамический элемент выполнен с возможностью деформирования при кручении вдоль оси (Т-Т), направленной, по меньшей мере, приблизительно по размаху (Е) указанного аэродинамического элемента, и включает в себя соединенные друг с другом переднюю продольную часть (1А), включающую в себя указанную переднюю кромку (4), и заднюю продольную часть (1R), включающую в себя указанную заднюю кромку (5), при этом кручение указанного аэродинамического элемента связано с относительным скольжением указанных продольных частей (1А, 1R), по меньшей мере, по существу, параллельно указанному размаху (Е), в котором:
- одна (2) из указанных аэродинамических поверхностей является непрерывной и обеспечивает соединение между указанными передней и задней продольными частями (1А, 1R);
- другая (3) из указанных аэродинамических поверхностей разделена на стороне указанной передней кромки (4) продольным пазом (6), направленным, по меньшей мере, приблизительно по указанному размаху (Е) и отделяющим указанные переднюю и заднюю продольные части (1А, 1R) друг от друга, при этом одна из кромок (6A, 6R) указанного паза представляет собой часть одной из указанных продольных частей, в то время как другая из указанных кромок представляет собой часть другой продольной части; и
- внутри указанного аэродинамического элемента предусмотрены исполнительные средства (14, 21, 31, 41), способные вызывать относительное скольжение между указанными кромками (6А, 6R) паза (6).

2. Аэродинамический элемент по п.1, в котором указанная непрерывная аэродинамическая поверхность представляет собой верхнюю поверхность (2) указанного аэродинамического элемента, при этом указанный продольный паз (6) находится в пределах его нижней поверхности (3).

3. Аэродинамический элемент по п.1, в котором указанный продольный паз (6) герметично закрыт лентой (13) из материала с низким модулем упругости.

4. Аэродинамический элемент по п.1, в котором указанная ось (Т-Т) кручения предусмотрена в плоскости (Р) хорды указанного аэродинамического элемента.

5. Аэродинамический элемент по п.4, образованный из лопасти винтокрыла, в котором указанная ось (Т-Т) кручения находится в плоскости (Р) хорды указанной лопасти на расстоянии от указанной передней кромки (4), составляющем, по меньшей мере, приблизительно одну четвертую хорды (С) указанной лопасти.

6. Аэродинамический элемент по п.1, в котором указанные внутренние исполнительные средства образованы из одного исполнительного механизма (14, 21), простирающегося по размаху (Е) указанного элемента.

7. Аэродинамический элемент по п.1, в котором указанные внутренние исполнительные средства образованы из нескольких исполнительных механизмов (31, 41), распределенных по размаху (Е) указанного элемента.

8. Аэродинамический элемент по п.1, в котором указанные внутренние исполнительные средства (14, 21) представляют собой средства пьезоэлектрического типа с многослойной структурой, способной подвергаться деформации плоского сдвига.

9. Аэродинамический элемент по п.8, в котором указанные пьезоэлектрические исполнительные средства, по меньшей мере, частично предусмотрены в плоскости (Р) хорды указанного аэродинамического элемента.

10. Аэродинамический элемент по п.7, в котором указанные внутренние исполнительные средства включают в себя множество отдельных исполнительных механизмов (31) гидравлического типа, при этом каждый отдельный исполнительный механизм (31) включает в себя, по меньшей мере, один силовой гидроцилиндр (33, 34), составляющий одно целое с одной из указанных продольных частей (1А, 1R) и выполненный с возможностью перемещения ползуна (35), составляющего одно целое с другой продольной частью (1А, 1R), параллельно размаху (Е) указанного аэродинамического элемента.

11. Аэродинамический элемент по п.7, в котором указанные внутренние исполнительные средства включают в себя множество отдельных исполнительных механизмов (41) механического типа, при этом каждый отдельный исполнительный механизм (41) включает в себя эксцентрик (50), установленный с возможностью поворота относительно одной из продольных частей (1А, 1R) и взаимодействующий с другой продольной частью для создания относительного скольжения (55) между указанными продольными частями.

12. Аэродинамический элемент по п.11, в котором управление указанным эксцентриком (50) осуществляется посредством управляющего стержня (45), направляемого с возможностью скольжения в указанной продольной части (1А), на которой указанный эксцентрик (50) установлен с возможностью поворота.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к летательным аппаратам. .

Изобретение относится к авиационной промышленности. .

Изобретение относится к авиационной и космической технике, в частности к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки и, конкретно, к системе несущих винтов авиационно-космической системы (АКС).

Изобретение относится к области авиации, в частности к профилю лопасти несущего винта летательного аппарата, включающего в себя между передней кромкой (1А) и задней кромкой (1В) верхнюю поверхность (2) и внутреннюю поверхность (3), у которых геометрическое место равноудаленных от них точек определяет выпуклость.

Изобретение относится к авиации, в частности к конструкции несущих элементов (лопастей несущего и рулевого винтов) винтокрылых летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции лопастей несущего винта винтокрылого летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям воздушных винтов. Лопасть (20) винта (5) содержит верхнюю поверхность (21) и нижнюю поверхность (22), проходящие поперечно от передней кромки (23) к задней кромке (24) и по размаху от корневого сечения (31) до сечения (41) свободного конца. Лопасть (20) содержит от корневого сечения (31) к упомянутому сечению (41) свободного конца корневую зону (30), затем выгнутую зону (35). Упомянутая выгнутая зона (35) содержит выгнутые нижнюю поверхность (22”) и верхнюю поверхность (21”) от передней кромки (23) к задней кромке (24) и удаляется, начиная от корневой зоны от главной плоскости (P1) в направлении (Z), параллельном оси вращения упомянутой лопасти, и в направлении, противоположном направлению движения текучей среды через лопасть до точки максимальной кривизны, затем приближается к упомянутой главной плоскости (Р1). Достигается снижение шума при работе винта. 5 н. и 13 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям и аэродинамике лопастей несущего винта винтокрылого аппарата. Лопасть включает комлевую часть, аэродинамически профилированные части и законцовку. В диапазоне относительных радиусов от 0,5R до (0,95-0,98)R аэродинамические профили имеют постоянную относительную толщину 0,10-0,095 хорды профиля. Радиусы скругления нижней и верхней частей носка профиля имеют соотношения приблизительно 1:3. Аэродинамические профили на относительных радиусах 0,4; 0,3 и 0,2 имеют переменную относительную толщину, значения которой последовательно возрастает на каждом из упомянутых относительных радиусов приблизительно на 1/4 относительной толщины профиля на относительном радиусе 0,5. Законцовка в плане образована эллиптической кривой, а ее аэродинамическая поверхность - дугами эллипсов, по касательной вписанных в контур прилегающих сечений профиля. Геометрическая крутка лопасти составляет ≈7°, а оперенная часть лопасти начинается с относительного радиуса 0,13-0,15R. Обеспечивается повышение аэродинамического качества, снижение шарнирного момента, безопасность при раскрутке и останове несущего винта. 11 ил.

Изобретение относится к области авиации. Аэродинамический профиль несущей поверхности имеет хорду длиной В. Передняя кромка профиля скруглена, задняя кромка заострена или затуплена. Кромки расположены на концах хорды профиля и соединены между собой гладкими линиями верхней и нижней частей контура профиля. Передняя кромка профиля лопасти имеет радиусы округления верхней части контура Rв в диапазоне 0,009В÷0,017В, а нижней части контура Rн - в диапазоне 0,006В÷0,013В. Максимальная относительная толщина профиля С находится в диапазоне 0,092В÷0,098В и расположена на расстоянии Х=0,24В÷0,45В от передней кромки профиля вдоль его хорды. Изобретение направлено на увеличение несущей способности. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям хвостовых винтов вертолетов. Заключенный в обтекатель винт (10) для винтокрылого летательного аппарата содержит вращающийся узел, расположенный в канале для осуществления вращения вокруг оси (АХ1). Этот вращающийся узел (15) содержит множество лопастей (20), каждая из которых закреплена на втулке (16), при этом каждая лопасть (20) соответствует закону крутки, определяющему угол крутки, заключенный между нулем градусов включительно и 5 градусами включительно. Каждая лопасть (20) содержит по размаху первую зону (21), затем вторую зону (22), имеющую прямую стреловидность. Вторая зона содержит вторую заднюю кромку (30′′), расположенную ниже по потоку относительно первой задней кромки (30′) первой зоны (21). Каждая первая зона (21) содержит комель (24), соединенный с втулкой (16) при помощи устройства (40) крепления, содержащего подшипник (45) качения и конусный слоистый упор (50). Достигается возможность повышения прочности и большей линейности при работе винта. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх