Аэродинамический высокоэффективный профиль для летательного аппарата

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.