Аэродинамический высокоэффективный профиль для летательного аппарата

Авторы патента:


Аэродинамический высокоэффективный профиль для летательного аппарата
Аэродинамический высокоэффективный профиль для летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2473453:

ЕВРОКОПТЕР ДОЙЧЛАНД ГмбХ (DE)

Изобретение относится к области авиации. Аэродинамическая поверхность (10) для летательного аппарата имеет изгибы для достижения различных ламинарных граничных слоев на его верхней и нижней сторонах (11, 12) и тупую заднюю кромку (15). На нижней стороне (12) аэродинамической поверхности (10) размещена переходная полоса (16), проходящая по всей глубине (радиусу) задней кромки (15) профиля. Переходная полоса (16) выполнена как зигзаг (18) и интегрирована в нижнюю сторону (12) аэродинамической поверхности (10). Изобретение направлено на достижение турбулентного оттока для повышения эффективности профиля. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ НАСТОЯЩЕЕ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Настоящее изобретение относится к аэродинамической поверхности для летательного аппарата, например летательного аппарата с неподвижным крылом и/или винтокрылому летательному аппарату.

ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Известно, что важным критерием реализации аэродинамической поверхности является уменьшение ее аэродинамического сопротивления воздуха, между прочим, путем сохранения ламинарного потока поверх крупных компонентов глубины его профиля. Как результат предпочтительного градиента давления, внимание, в частности, направляют в этом случае на граничный приповерхностный слой на нижней стороне высокоэффективного профиля, который должен, как можно сильнее, сжимать тупую заднюю кромку высокоэффективного профиля для предотвращения отрыва потока пузырькового режима. Эти эффекты отрыва, называемые срывом потока, которые в результате приводят к прерыванию потока и, таким образом, к потерям эффективности, известны как функции числа Рейнольдса (числа Re). Это нежелательное образование пузырей может также иметь место на лопастях несущего и рулевого винтов винтокрылого летательного аппарата, а также уменьшать поток вокруг лопасти винта и в результате приводить к потерям в отношении генерируемых тягового и подъемного крутящих моментов, и имеет место, как показывают эксперименты, в частности, на тупой задней кромке лопасти несущего винта, поскольку там также могут быть представлены очень большие градиенты противостоящего давления.

КРАТКОЕ ИЗЛОЖЕНИЕ СУЩНОСТИ НАСТОЯЩЕГО ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящее изобретение направлено на улучшение реализации профилей, имеющих аэродинамические поверхности, в частности, в лопастях винта вертолета, в отношении тягового и подъемного крутящих моментов, генерируемых ими.

Исходя из обнаружения того, что нежелательное образование пузырей также имеет место на нижней стороне высокоэффективных профилей, в частности лопастей винта (винтокрылого летательного аппарата), задача в соответствии с настоящим изобретением решается так, что с целью достижения турбулентного оттока на нижней стороне высокоэффективного профиля размещена переходная полоса, проходящая по всей глубине задней кромки.

Дополнительные элементы настоящего изобретения описаны в зависимых пунктах настоящего изобретения.

В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения переходная полоса выполнена как зигзагообразная полоса и приклеена на нижней стороне аэродинамического высокоэффективного профиля.

В соответствии с дополнительным вариантом осуществления переходная полоса выполнена как, так называемый, триммер, то есть интерференционная кромка, интегрированная на нижней стороне аэродинамического высокоэффективного профиля.

Турбулентный отток на нижней стороне аэродинамических высокоэффективных профилей, в частности лопастей винта, имеющих тупую заднюю кромку, вызывается первый раз посредством настоящего изобретения, который к удивлению в результате приводит к увеличению подъема и улучшению стабилизации винтокрылого летательного аппарата, оборудованного устройством, соответствующим настоящему изобретению.

Переходная полоса, побуждающая такой турбулентный проходной слой на нижней стороне аэродинамического высокоэффективного профиля в непосредственной близости к его задней кромке, приклеена на всей глубине (профиля), то есть в простейшем случае на всем радиусе лопасти винта; однако она может быть также реализована на нижней стороне лопасти винта как триммер, интегрированный в профиль лопасти винта.

Благодаря реализации в соответствии с настоящим изобретением аэродинамического высокоэффективного профиля, описываемого в этой заявке, аэродинамические свойства относительно подъема и крутящего момента достигаются с незначительным увеличением сопротивления профиля. Увеличение тяги винта достигается при той же мощности винта. Дополнительное преимущество может быть очевидным в том отношении, что посредством переходной полосы достигается более низкая чувствительность высокоэффективного профиля к числу Рейнольдса и, таким образом, уменьшаются аэродинамические эффекты, например нестационарные возбуждения на вращающемся винте винтокрылого летательного аппарата. Это в результате приводит к увеличению срока службы лопастей винта и компонентов лопасти винта. Это соответственно справедливо для профиля крыла летательного аппарата с неподвижным крылом.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ СОПРОВОДИТЕЛЬНЫХ ЧЕРТЕЖЕЙ

Ниже приведено более подробное описание настоящего изобретения на основе характерного варианта осуществления, который схематически иллюстрируется на сопроводительных чертежах.

На чертежах:

Фиг.1 - поперечное сечение аэродинамического высокоэффективного профиля, имеющего тупую заднюю кромку, соответствующую настоящему изобретению, для лопасти рулевого винта вертолета;

Фиг.2 - вид снизу высокоэффективного профиля, иллюстрируемого на фиг.1.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТА ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ НАСТОЯЩЕГО ИЗОБРЕТЕНИЯ

Аэродинамическая поверхность 10 в форме лопасти для рулевого винта вертолета, показанная на фиг.1, содержит сильноизогнутую верхнюю поверхность 11 и слабоизогнутую нижнюю поверхность 12, а также выступ 14 профиля и тупую заднюю кромку 15. Он выполнен таким образом, чтобы поток вокруг профиля имел место, как более возможно, без отрыва потока от крупных компонентов поверхности в случае соответственно выбранного числа Re. Для генерирования, с целью достижения турбулентного оттока, турбулентного граничного слоя на нижней стороне высокоэффективного профиля 10 в направлении близости к задней кромке 15, на нижней стороне задней кромки 15 предусмотрена переходная полоса 16. Она проходит по всей глубине, то есть радиусу R задней кромки 15 лопасти винта аэродинамического высокоэффективного профиля 10, фиг.2.

Переходная полоса 16 реализована в представленном характерном варианте осуществления в форме зигзагообразной полосы, как показано на иллюстрации D этой детали. Она имеет толщину 0,4 мм и ширину 10 мм и обеспечена зигзагами 18 на ее переднем и заднем краях.

Крепление переходной полосы 16 выполнено посредством постоянного клеевого соединения, причем представляется также возможным выполнение ее в виде, так называемого, триммера, регулировочной кромки, на нижней стороне профиля посредством соответствующего выполнения поверхности.

Кроме того, на фиг.2 можно видеть крепежные отверстия 19 соединительного фланца 20 высокоэффективного профиля 10, который реализован как лопасть рулевого винта. Соединительный фланец 20 выполнен иначе, если аэродинамическую поверхность 10 реализуют как лопасть для несущего винта, и без которого полностью обходятся, если аэродинамическую поверхность 10 реализуют как аэродинамическую поверхность для летательного аппарата с неподвижным крылом.

Благодаря использованию переходной полосы 16 или триммера, как описано выше, турбулентный отток получают на нижней стороне 12 профиля, побуждая циркуляцию потока и, таким образом, подъем и поведение количества движения и числа Рейнольдса, и вследствие этого увеличение эффективности в отношении достигаемой тяги приблизительно на 3% или более. Это также справедливо, если аэродинамическую поверхность 10, описанную выше, реализуют как лопасть несущего винта вертолета или аэродинамическую поверхность летательного аппарата с неподвижным крылом.

СПИСОК ССЫЛОЧНЫХ НОМЕРОВ

10 - аэродинамическая поверхность

11 - верхняя поверхность

12 - нижняя поверхность

14 - выступ профиля

15 - задняя кромка

16 - переходная полоса

18 - зигзаг

19 - крепежные отверстия

20 - соединительный фланец

R - радиус

D - иллюстрация детали переходной полосы.

1. Аэродинамическая поверхность (10) для летательного аппарата, имеющая изгибы для достижения различных ламинарных граничных слоев на его верхней и нижней сторонах (11, 12), и тупую заднюю кромку (15), отличающаяся тем, что, с целью достижения турбулентного оттока, на нижней стороне (12) аэродинамической поверхности (10) размещена переходная полоса (16), проходящая по всей глубине (радиусу) задней кромки (15) профиля, причем указанная переходная полоса (16) выполнена как зигзаг (18), причем указанная переходная полоса интегрирована в нижнюю сторону (12) аэродинамической поверхности (10).

2. Аэродинамическая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что переходная полоса (16) является приклеенной к поверхности.

3. Аэродинамическая поверхность по любому из пп.1 и 2, отличающаяся тем, что аэродинамическая поверхность (10) реализована как лопасть несущего винта вертолета.

4. Аэродинамическая поверхность по любому из пп.1 и 2, отличающаяся тем, что аэродинамическая поверхность (10) реализована как лопасть рулевого винта для вертолета.

5. Аэродинамическая поверхность по любому из пп.1 и 2, отличающаяся тем, что аэродинамическая поверхность (10) реализована как аэродинамическая поверхность летательного аппарата с неподвижным крылом.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к средствам воздействия на поток текучей среды. .

Изобретение относится к области аэродинамики и гидродинамики и может найти применение для улучшения обтекания поверхности летательных аппаратов, автомобилей, кораблей, лопастей ротора ветроэнергетической установки, а также для управления аэродинамическими характеристиками несущей поверхности, например летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области аэродинамики и гидродинамики. .

Изобретение относится к области авиации. .
Изобретение относится к способу воздействия на реологические свойства жидкой среды, которая находится во взаимодействии, по меньшей мере, с одной соответствующей детали установки или машины граничной поверхностью.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к аэродинамической конструкции, содержащей систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения, отходящих от поверхности конструкции. Система содержит первую группу выступов для изменения структуры скачка уплотнения и выступы для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы. Выступы для изменения структуры скачка уплотнения, которые расположены позади первой группы, смещены так, чтобы они не располагались непосредственно позади каких-либо выступов для изменения структуры скачка уплотнения первой группы. При такой системе выступов можно расположить первую группу выступов для изменения структуры скачка уплотнения и выступы для изменения структуры скачка уплотнения позади первой группы. Способ характеризуется использованием системы выступов аэродинамической конструкции. Изобретение направлено на изменение структуры скачка уплотнения при различных условиях образования. 2 н. и 20 з.п. ф-лы, 10 ил.

Аэродинамическая конструкция содержит группу выступов для отклонения скачка уплотнения, отходящих от ее поверхности. Выступы для отклонения скачка уплотнения распределены по указанной конструкции с неравномерным шагом между центрами и/или кромками соседних выступов. Способ эксплуатации характеризуется использованием аэродинамической конструкции. Группа изобретений направлена на уменьшение волнового сопротивления при минимальном числе выступов. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 5 ил.

Аэродинамическая конструкция по первому варианту содержит выступ для изменения структуры скачка уплотнения, отходящий от поверхности указанной аэродинамической конструкции. Выступ для изменения структуры скачка уплотнения является асимметричным относительно плоскости асимметрии, при этом плоскость асимметрии проходит через центр выступа для изменения структуры скачка уплотнения, параллельна основному направлению воздушного потока над конструкцией и проходит под прямым углом к поверхности конструкции. Аэродинамическая конструкция по второму варианту содержит для изменения структуры скачка уплотнения выступ, который не имеет плоскости симметрии. Способ характеризуется использованием конструкции по первому и второму вариантам. Группа изобретений направлена на оптимизацию структуры скачка уплотнения. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 7 ил.

Группа изобретений относится к аэродинамическим конструкциям. Выступ для изменения структуры скачка уплотнения содержит расширяющийся нос и сужающийся хвост. Хвост имеет контурную линию в плане с двумя вогнутыми противоположными сторонами. Аэродинамическая конструкция содержит выступы для изменения структуры скачков уплотнения, отходящих от поверхности конструкции. Способ эксплуатации аэродинамической конструкции включает этапы, на которых обеспечивают работу конструкции в первом режиме, в котором поток возле указанного выступа является, по существу, полностью присоединенным, и во втором режиме, в котором скачок уплотнения образуется у поверхности аэродинамической конструкции. Выступ изменяет структуру скачка уплотнения так, что происходит отделение потока возле выступа с образованием пары продольных вихревых потоков. Группа изобретений направлена на снижение аэродинамического сопротивления. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Транспортное судно содержит металлическое изделие, поверхность которого имеет ребристый рельеф, включающий множество соседних, непрерывно прокатанных продольных ребер, проходящих вдоль поверхности. Ребра расположены с одинаковым интервалом между ними. Первый органический слой грунтового покрытия нанесен на ребристый рельеф. Второй финишный слой нанесен сверху первого органического слоя грунтового покрытия. Первый органический слой грунтового покрытия и второй финишный слой обеспечивают постоянную толщину покрытия. Способ изготовления металлического изделия содержит следующие этапы: получают плоский металлический лист или пластину; пропускают через прокатный стан, который включает валок, на внешней поверхности которого выгравирован ребристый рельеф, и валок с плоской внешней поверхностью. Выполняют анодирование поверхностного ребристого профиля, чтобы нанести на него покрытие из пленки оксида алюминия. Наносят органический слой грунтового покрытия на пленку оксида алюминия. Наносят слой финишного покрытия поверх органического слоя грунтового покрытия и получают металлическое изделие. Группа изобретений направлена на одновременное обеспечение коррозийной стойкости и самостоятельного очищения ребристого рельефа. 2 н.. и 18 з.п. ф-лы, 29 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит детали крепления к фюзеляжу, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, торцевую часть, элементы отклонения стекающих воздушных потоков в виде закрылков/элеронов с прямым краем. В стенке закрылка/элерона выполнены прорези с установленными в них пластинчатыми направителями треугольной формы, плоскости которых параллельны вертикальной плоскости, проходящей вдоль фюзеляжа. Изобретение направлено на улучшение управляемости воздушными потоками во время полета. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации. Крыло самолета выполнено в виде тонкой пластины, равномерной толщины по профилю, заостренной спереди, в плане представляющей ветвь гиперболы, установленной действительной осью параллельно оси фюзеляжа, и включает внутренний несущий каркас, верхнюю и нижнюю обшивки, закрылки и элероны. На верхней обшивке установлены завихрители, каждый из которых представляет короткую стойку ромбического профиля и каждый из которых поступающий на него ламинарный воздушный поток преобразует в турбулентную вихревую пелену. Изобретение направлено на расширение арсенала технических средств снижения аэродинамического сопротивления. 3 ил.

Изобретение относится к области авиации. Крыло выполнено в виде лотка переменного сечения и сужающегося от носа самолета к хвосту. Конструкция крыла состоит из несущего каркаса, верхней и нижней обшивок, двух боковых секций и двух элеронов. На нижней обшивке установлены и закреплены короткие стержни с возможностью гашения скорости воздушного потока. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы. 4 ил.

Группа изобретений относится к области аэрогидродинамики. Группа изобретений включает обтекаемое текучей средой тело, проточный канал, реактивный двигатель, приводное устройство, пленку для такого тела и применение обтекаемой текучей средой структуры. Обтекаемое текучей средой тело (10) содержит обтекаемую текучей средой (30) поверхность (12), имеющую общую форму, определяющую главное направление (14) потока по поверхности (12). Поверхность (12) содержит структуру для уменьшения аэрогидродинамического сопротивления тела (10), которая содержит выемку (16.2-16.3), имеющую поперечное сечение по существу в форме кругового сегмента, с целью образования завихрения (26.2-26.3) текучей среды. Структура содержит входной участок (18.2-18.3), наклоненный по отношению к главному направлению потока по направлению к выемке (16.2-16.3) и расположенный по главному направлению потока перед выемкой (16.2-16.3), с целью введения потока (24) текучей среды в выемку (16.2-16.3). Структура выполнена с возможностью образования завихрения (26.2-26.3) текучей среды, располагаемого по существу внутри выемки (16.2-16.3). Группа изобретений направлена на уменьшение аэрогидродинамического сопротивления тела в текучей среде. 6 н. и 10 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх