Аэродинамическая поверхность

Авторы патента:


Аэродинамическая поверхность
Аэродинамическая поверхность
Аэродинамическая поверхность
Аэродинамическая поверхность
Аэродинамическая поверхность
Аэродинамическая поверхность
Аэродинамическая поверхность
Аэродинамическая поверхность
Аэродинамическая поверхность
Аэродинамическая поверхность
Аэродинамическая поверхность
Аэродинамическая поверхность
Аэродинамическая поверхность

 


Владельцы патента RU 2513355:

ВЕСТЛАНД ХЕЛИКОПТЕР Лимитид (GB)

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции лопасти воздушного винта. Аэродинамическая поверхность имеет основную часть профиля аэродинамической поверхности, внутренний корневой конец по размаху аэродинамической поверхности, где используемая аэродинамическая поверхность крепится к несущей конструкции, и концевой участок на крайнем конце по размаху с внешней стороны основной части за линией ее соединения с концевым участком. Концевой участок включает в себя концевую кромку, конфигурация которой в плане выполнена по первой кривой Безье, построенной по четырем контрольным точкам P1, P2, P3 и P4. Контрольные точки Р1, Р2, Р3 и Р4 размещаются по периметру многоугольника, который ограничивает концевой участок. Контрольная точка Р1 лежит на передней кромке аэродинамической поверхности на линии соединения основной части с концевым участком и находится в положении по размаху между 93.5% R и 95.9% R. Контрольная точка Р2 лежит на второй стороне в положении между 30% и 80% вдоль второй стороны от Р1. Контрольная точка P3 лежит на третьей стороне в положении между 30% и 90% вдоль третьей стороны от места, где пересекаются вторая и третья стороны. Контрольная точка Р4 находится в крайней точке концевой кромки на задней кромке аэродинамической поверхности. Достигается повышение аэродинамических характеристик лопасти воздушного винта. 2 н. и 29 з.п. ф-лы, 13 ил.

 

Изобретение относится к аэродинамической поверхности и, в частности, но не исключительно, к вращающейся аэродинамической поверхности или к лопасти (несущего) винта.

Изобретение разработано специально для лопасти винта вертолета, а именно для лопасти хвостового или рулевого винта, а также для лопасти винта основной несущей роторной системы летательного аппарата, но изобретение также может применяться и для других аэродинамических поверхностей, как, например, и только в качестве примера, для лопатки воздушной турбины.

Согласно первому аспекту изобретения, предлагается аэродинамическая поверхность, имеющая основную часть профиля аэродинамической поверхности, внутренний корневой конец по размаху, в которой используемая аэродинамическая поверхность крепится к несущей конструкции, и концевой участок на крайнем конце по размаху с внешней стороны основной части за линией ее соединения с концевым участком, причем концевой участок включает в себя концевую кромку, конфигурация концевой кромки в плане выполнена по первой кривой Безье, построенной по меньшей мере по четырем контрольным точкам Р1, Р2, Р3 и Р4, при этом каждая контрольная точка P1, P2, P3 и P4 размещается по периметру многоугольника, который ограничивает концевой участок, контрольная точка Р1 Безье лежит на передней кромке аэродинамической поверхности на линии соединения основной части с концевым участком и находится в положении по размаху между 93.5% R и 95.9% R, в месте, где пересекаются первая и вторая стороны многоугольника, причем первая сторона находится на линии соединения основной части с концевым участком и проходит перпендикулярно к основной оси лопасти, которая располагается по размаху основной части аэродинамической поверхности, а вторая сторона, которая является касательной к передней кромке аэродинамической поверхности в контрольной точке P1, проходит от контрольной точки P1 до места, где вторая сторона пересекает третью сторону граничного многоугольника в положении снаружи концевой кромки, третья сторона параллельна первой стороне и проходит от места, где третья сторона пересекает вторую сторону, до места, где пересекаются третья сторона и четвертая сторона, контрольная точка Р2 лежит на второй стороне в положении между 30% и 80% вдоль второй стороны от Р1, контрольная точка Р3 лежит на третьей стороне в положении между 30% и 90% вдоль третьей стороны от места, где пересекаются вторая и третья стороны, а контрольная точка Р4 находится в крайней точке концевой кромки на задней кромке аэродинамической поверхности, где R - действительная (расчетная) длина аэродинамической поверхности.

В случае с фиксированной аэродинамической поверхностью действительная (расчетная) длина аэродинамической поверхности R - это расстояние от корневого конца до крайней точки концевой кромки. Ввиду того что в случае с вращающейся аэродинамической поверхностью, такой как лопасть винта, ометаемый (описываемый) диаметр вращающейся системы иногда принимается за размах лопасти: в данном описании, где под аэродинамической поверхностью подразумевается вращающаяся аэродинамическая поверхность, например лопасть винта, действительная длина аэродинамической поверхности - это ометаемый радиус от оси вращения на корневом конце до крайней точки концевой кромки.

Настоящее изобретение облегчает использование программного обеспечения САПР для разработки конфигурации концевой кромки аэродинамической поверхности. Преимущества от любой такой формы концевой кромки также заметны при горизонтальном (боковом) полете, при котором граница сваливания и границы сжатия, которые ограничивают грузоподъемность и скорость вертолетов, могут остаться в прошлом. Моделируя концевую кромку по изобретению, можно также получить акустические преимущества.

Предпочтительно, чтобы кривая Безье, по которой выполнена конфигурация в плане концевой кромки, была кривой Безье третьего порядка, заданная четырьмя контрольными точками. Однако может быть построена и более сложная кривая Безье, где потребуется больше четырех контрольных точек.

Удобно, чтобы граничный многоугольник являлся трапецией, хотя, как правило, границей концевого участка может быть и другой четырехугольный многоугольник. В любом случае, крайняя точка концевой кромки, а значит, контрольная точка Р4, может лежать на третьей стороне многоугольника, например, в одном варианте осуществления, где третья сторона сходится с четвертой стороной или, в другом варианте осуществления, между контрольной точкой Р3 и точкой, где пересекаются третья и четвертая стороны граничного многоугольника.

В одном варианте осуществления четвертая сторона граничного многоугольника проходит по касательной к задней кромке аэродинамической поверхности в точке, в которой первая сторона пересекает заднюю кромку, а четвертая сторона проходит между местом, где первая сторона пересекает заднюю кромку и четвертая сторона пересекает третью сторону.

Вторая и четвертая стороны могут, но не обязательно, быть параллельными.

Концевая кромка аэродинамической поверхности может иметь закругленный угол передней кромки, который выступает к краевой части, расположенной по существу по размаху лопасти так, что концевая кромка имеет конфигурацию прямой стреловидности от контрольной точки P1 на передней кромке на линии соединения основной части с концевым участком.

Предпочтительно, конфигурация формы в плане задней кромки аэродинамической поверхности на концевом участке выполнена по второй кривой Безье.

В одном варианте осуществления, например, применяемом к хвостовому винту, конфигурация формы в плане задней кромки аэродинамической поверхности на концевом участке выполнена по второй кривой Безье, построенной по меньшей мере по двум дополнительным контрольным точкам Р5 и Р8, причем контрольная точка Р5 расположена, где первая сторона граничного многоугольника пересекает заднюю кромку, а контрольная точка Р8 расположена в конечной точке концевой кромки.

Таким образом, вторая кривая Безье, между контрольными точками Р5 и Р8, может быть прямой линией, которая проходит, в основном, параллельно основной оси лопасти.

В другом варианте осуществления конфигурация в плане формы задней кромки на концевом участке является не прямой линией, а кривой, построенной по трем контрольным точкам Р5, P6 и Р8, где контрольная точка P6 лежит на пересечении первой и второй базисных линий контрольных точек задней кромки, первая базисная линия контрольных точек задней кромки является касательной к задней кромке в контрольной точке Р5 на линии соединения основной части с концевым участком, первая базисная линия контрольных точек задней кромки образует угол стреловидности с основной осью лопасти, а вторая базисная линия контрольных точек задней кромки является линией, которая проходит через контрольную точку Р8 в крайней точке концевой кромки и образует угол с основной осью лопасти, который от 0 и до 1,5 раз больше величины угла стреловидности, предпочтительно, от нуля до угла стреловидности.

В еще одном варианте осуществления вторая кривая Безье может строиться по четырем контрольным точкам Р5, P6, P7 и Р8, причем контрольная точка Р6 расположена по первой базисной линии контрольных точек крайней кромки, которая проходит по касательной к задней кромке в контрольной точке Р5 на линии соединения основной части с концевым участком, первая базисная линии контрольных точек задней кромки образует угол стреловидности с основной осью лопасти, а контрольная точка P7 расположена по второй базисной линии контрольных точек задней кромки, которая проходит через точку Р8 в крайней точке концевой кромки и образует угол с основной осью лопасти, который от 0 и до 1,5 раз больше угла стреловидности, предпочтительно, от нуля до угла стреловидности.

Таким образом, задняя кромка аэродинамической поверхности на концевом участке может, как и концевая кромка, лежать на кривой Безье третьего порядка.

Контрольная точка P6 может располагаться по первой базисной линии контрольных точек задней кромки, в положении между 10% и 33% протяжности по размаху концевого участка лопасти от контрольной точки P5, но, желательно, по направлению наружу, не выходя по размаху за пересечение первой и второй базисных линий контрольных точек задней кромки. Контрольная точка P7 может лежать на второй базисной линии контрольных точек задней кромки, в положении между 66% и 90% протяжности по размаху концевого участка лопасти от контрольной точки Р5, но по направлению внутрь, не выходя по размаху за пересечение первой и второй базисных линий контрольных точек задней кромки.

При построении первой и второй кривой Безье путем размещения соответственных контрольных точек в вышеперечисленных положениях можно быстрее спроектировать концевой участок аэродинамической поверхности с желаемыми конкретными свойствами. Более того, есть возможность провести все изменения в конфигурации концевого участка еще во время параметрического тестирования.

В большинстве моделей вращающейся аэродинамической поверхности устанавливают угол стреловидности от нуля до 30°. В хвостовом винте с прямой задней кромкой, угол стреловидности может составлять 0°, но для лопасти винта основной несущей роторной системы угол стреловидности должен быть между 20° и 30°, где конец аэродинамической поверхности подвергается воздействию высоких чисел М.

В каждом описанном варианте осуществления концевой участок аэродинамической поверхности, при необходимости, может иметь угол отрицательного поперечного V.

Как правило, аэродинамическая поверхность имеет хордальную плоскость, которая простирается по всей аэродинамической поверхности между передней и задней кромками по меньшей мере по всей основной части аэродинамической поверхности. Отрицательное поперечное V может соответствовать кривой Безье в вертикальной плоскости, которая перпендикулярна к хордальной плоскости и находится между нагнетающей и засасывающей аэродинамическими поверхностями по всему концевому участку. Кривая может быть третьей кривой Безье, построенной по меньшей мере по трем контрольным точкам P9, Р10 и Р12 в вертикальной плоскости. Контрольная точка Р9 может располагаться по размаху аэродинамической поверхности на линии соединения основной части с концевым участком, и в то же время в хордальной плоскости, контрольная точка Р12 может находится в крайней точке концевой кромки, а промежуточная контрольная точка Р10 находится на пересечении первой и второй базисных линий контрольных точек отрицательного поперечного V, при этом первая базисная линия контрольных точек отрицательного поперечного V совмещается с хордальной плоскостью, а вторая базисная прямая контрольных точек отрицательного поперечнного V проходит через контрольную точку Р12 и находится при отрицательном V (отрицательным углом наклона) конца к хордальной плоскости, между 4° и 30°.

Тем не менее, в другом примере кривая, которой соответствует отрицательное поперечное V, это третья кривая Безье, построенная по меньшей мере по четырем контрольным точкам P9, Р10, Р11 и Р12 в вертикальной плоскости. Контрольная точка P9 может лежать по размаху аэродинамической поверхности на линии соединения основной части с концевым участком, и в то же время в хордальной плоскости, контрольная точка Р12 может лежать в крайней точке концевой кромки вместе с первой промежуточной контрольной точкой Р10, лежащей на первой базисной прямой контрольных точек поперечного отрицательного V, которая совмещается с хордальной плоскостью, и второй промежуточной контрольной точкой Р11, лежащей на второй базисной прямой контрольных точек поперечного отрицательного V, которая проходит через контрольную точку Р12 и находится при отрицательном поперечном V конца к хордальной плоскости, между 4° и 30°.

В последнем случае первая промежуточная контрольная точка Р10 может располагаться по первой базисной линии контрольных точек поперечного отрицательного V в положении между 20% и 55% протяжности по размаху концевого участка от контрольной точки P9, но не за пределами пересечения первой и второй базисных линий контрольных точек отрицательного поперечного V, а вторая промежуточная контрольная точка Р11 располагается по второй базисной линии контрольных точек отрицательного поперечного V в положении между 55% и 90% протяжности по размаху концевого участка от контрольной точки P9, но по направлению внутрь не в пределах по размаху за пересечение первой и второй базисных линий контрольных точек поперечного отрицательного V.

Более конкретно, предпочтительно, чтобы первая промежуточная контрольная точка Р10 располагалась по первой базисной линии контрольных точек поперечного отрицательного V в положении около 33% протяжности по размаху концевого участка от контрольной точки P9, а вторая промежуточная контрольная точка Р11 располагалась по второй базисной линии контрольных точек отрицательного поперечного V в положении около 66% протяжности по размаху концевого участка от контрольной точки Р9.

Несмотря на то что степень отрицательного поперечного V, т.е. отрицательный угол наклона, может выбираться по необходимым параметрам, как правило, отрицательное V составляет от 4,4° до 25°.

В целом хорошо, но не исключительно, если на хвосте вертолета или на основной несущей лопасти винта концевой участок расположится по размаху в достаточно небольшом соотношении ко всей действительной длине. Например, основная часть аэродинамической поверхности может тянуться вдоль несущей конструкции по меньшей мере на 75% от всей действительной длины аэродинамической поверхности.

Основная ось лопасти, которая лежит по размаху основной части аэродинамической поверхности, как правило, имеет среднюю толщину в основной части аэродинамической поверхности. При необходимости, по меньшей мере основная часть аэродинамической поверхности имеет закрутку в пределах от 0° до 16° вокруг основной оси лопасти.

Хотя аэродинамическая поверхность по изобретению может быть фиксированной аэродинамической поверхностью, под которой мы понимаем аэродинамическую поверхность, которая не вращается относительно несущей конструкции, например фюзеляжа летательного аппарата, изобретение частично применимо и к аэродинамическим поверхностям, прикрепленным на корневом конце к вращающейся несущей конструкции, например лопасти винта вертолета.

В каждом случае аэродинамическая поверхность может включать в себя концевую панель, находящуюся между основной частью аэродинамической поверхности и концевым участком, причем концевая панель простирается наружу по размаху от линии соединения основной части с концевой панелью в пределах между 85% R и 88% R до линии соединения основной части с концевым участком.

Когда основная ось L лопасти располагается при 0,25C, где С - длина хорды основной части аэродинамической поверхности, а концевая панель имеет переднюю кромку, которая изгибается в обратном направлении от линии соединения основной части с концевой панелью до линии соединения основной части с концевым участком, передняя кромка аэродинамической поверхности на линии соединения основной части с концевым участком может располагаться на или в обратном направлении от места, в котором основная ось L лопасти пересекает переднюю кромку.

Между концевой панелью и основной частью аэродинамической поверхности может находиться переходной участок, в котором передняя и задняя кромки основной части переходят соответственно в переднюю и заднюю кромки концевой панели, при этом переходной участок проходит по размаху и наружу от линии соединения основной части с переходным участком, примерно на 75% R, до линии соединения основной части с концевой панелью. По меньшей мере участки передних кромок, соединительного участка и концевой панели могут, при желании, находиться перед передней кромкой основной части аэродинамической поверхности.

Желательно, чтобы по меньшей мере части передних кромок, переходного участка и концевой панели проходили по одной и больше кривых Безье, построенных по контрольным точкам.

Согласно второму аспекту изобретения, предлагается способ образования аэродинамической поверхности, которая включает в себя основную часть профиля аэродинамической поверхности, внутренний корневой конец по размаху, где используемая аэродинамическая поверхность крепится к несущей конструкции, концевой участок на крайнем конце по размаху, с внешней стороны основной части за линией ее соединения с концевым участком, причем концевой участок включает в себя концевую кромку, конфигурация концевой кромки в плане выполнена по первой кривой Безье, построенной по меньшей мере по четырем контрольным точкам P1, Р2, Р3 и Р4, при этом каждая контрольная точка Р1, Р2, Р3 и Р4 размещается по периметру многоугольника, который ограничивает концевой участок, причем контрольная точка Р1 Безье лежит на передней кромке аэродинамической поверхности на линии соединения основной части с концевым участком и находится в положении по размаху между 93.5% R и 95.9% R, где пересекаются первая и вторая стороны многоугольника, при этом первая сторона находится на линии соединения основной части с концевым участком и проходит перпендикулярно к основной оси, которая располагается по размаху основной части аэродинамической поверхности, а вторая сторона, которая является касательной к передней кромке аэродинамической поверхности в контрольной точке P1, проходит между контрольной точкой P1 и местом, где вторая сторона пересекает третью сторону граничного многоугольника в положении снаружи концевой кромки, третья сторона, которая параллельна первой стороне, проходит от места, где третья сторона пересекает вторую сторону, до места, где третья сторона пересекает четвертую сторону, при этом контрольная точка Р2 лежит на второй стороне в положении между 30% и 80% вдоль второй стороны от P1, контрольная точка Р3 лежит на третьей стороне в положении между 30% и 90% вдоль третьей стороны от Р2, а контрольная точка Р4 находится в крайней точке концевой кромки на задней кромке профиля, где R - действительная длина аэродинамической поверхности, при этом способ включает в себя образование конфигурации формы концевой кромки по первой кривой Безье.

Способ по второму аспекту изобретения может включать в себя возможность наличия любых признаков аэродинамической поверхности, описанных в первом аспекте изобретения.

Варианты осуществления изобретения далее будут описаны со ссылкой на сопроводительные чертежи, на которых:

фиг.1 - иллюстративное изображение вертолета с системой хвостового винта, включающей в себя четыре лопасти винта с аэродинамической поверхностью, каждая в соответствии с изобретением, а также основную несущую роторную систему (несущего винта), включающую в себя четыре лопасти винта с аэродинамической поверхностью, каждая в соответствии с изобретением;

фиг.2 - иллюстративное изображение в перспективе лопасти системы рулевого винта вертолета на фиг.1;

фиг.3 - более детальное горизонтальное изображение в плоскости средней части, а также концевой части лопасти винта на фиг.2;

фиг.4 - вид сзади наружного конца лопасти винта на фиг.2;

фиг.5 - сечение по линии А-А на фиг.3, показывающее поперечное сечение аэродинамической поверхности в средней части лопасти винта;

фиг.6 - сечение по линии B-B на фиг.3, показывающее поперечное сечение аэродинамической поверхности в месте, где пересекаются средняя и концевая часть лопасти винта;

фиг.7 - изображение на плоскости части лопасти винта с аэродинамической поверхностью основной несущей роторной системы вертолета на фиг.1;

фиг.8а и 8b - альтернативные варианты осуществления, показывающие отрицательное поперечное V в концевом участке лопасти на фиг.7;

фиг.9а-9d показывают альтернативные задние кромки аэродинамической поверхности по настоящему изобретению.

Согласно фигуре 1, вертолет 10 включает в себя корпус 11, на котором установлена основная система 12 несущего винта, которая включает в себя множество лопастей 12а, 12b, 12с, 12d винта с аэродинамической поверхностью, четыре в данном примере, которые вращаются вокруг первой, как правило, вертикальной, оси вращения V, для осуществления подъема, а также систему рулевого или хвостового винта 14, которая включает в себя четыре лопасти 14а, 14b, 14с, 14d винта с аэродинамической поверхностью, которые вращаются вокруг второй, как правило, горизонтальной, оси вращения Н.

Изобретение может применяться к лопастям 12а, 12b, 12с, 12d несущего винта основной системы 12 несущего винта, что будет описано ниже со ссылкой на фигуру 7, но прежде будет описана лопасть винта 14а системы 14 рулевого хвостового винта.

Согласно фигурам 2-5, можно видеть, что лопасть 14а винта имеет поперечное сечение аэродинамической поверхности по меньшей мере в основной части 16 лопасти 14а, которая находится вдоль размаха между внутренним корневым концом 17 и концевым участком 20. На внутреннем корневом конце 17 лопасть 14а крепится к несущей конструкции 18, которая при работе вращается вокруг оси Н с помощью двигателя, такого как, например, двигательная установка E вертолета 10, через соответствующую трансмиссию, что хорошо известно в данной области техники.

Кривизна поперечного сечения аэродинамической поверхности, как правило, постоянная в основной части 16 лопасти 14а, как показано на фигуре 5, но около концевого участка 20 лопасти 14 кривизна уменьшается, как показано на фигурах 5 и 6. Фиг.6 показывает в поперечном сечении кривизну в месте, где соединяются основная часть 16 и концевой участок 20, т.е. на линии соединения основной части с концевым участком, показанной линией B-B на фигуре 3.

Фиг.4 показывает, что в наружном по размаху конце лопасти 14а, т.е. в концевом участке 20, толщина лопасти профиля 14а уменьшается до минимума.

Основная часть 16 конфигурации аэродинамической поверхности в примере разработана для обеспечения большой подъемной силы при средних дозвуковых числах Маха (М), а постоянное поперечное сечение аэродинамической поверхности в основной части 16 проходит по размаху лопасти 14а до места около 87% вдоль лопасти 14а в этом примере, в котором точка находится возле места, к которому прикладывается максимальная нагрузка на лопасть. В примере, в котором изобретение применяется к аэродинамической поверхности 10, которая является лопастью 14а рулевого винта системы хвостового винта 14, положение этого места равно приблизительно 87% R, где R - действительная длина аэродинамической поверхности, в частности, в этом примере, радиус стреловидности от оси вращения Н до крайней точки концевой кромки 33 лопасти 14а. По размаху лопасти от 87% R кривизна аэродинамической поверхности уменьшается по направлению и по всему концевому участку 20.

В примере основная часть 16 и концевой участок 20 соединяются в месте, называемом линией соединения основной части с концевым участком (линия B-B), которое находится на расстоянии примерно 94% R.

Лопасть 14а винта по меньшей мере вдоль основной части 16 имеет хорду C между передней кромкой 25 лопасти 14а и задней кромкой 26 лопасти 14а по всей основной части 16 лопасти 14а, вдоль хордальной плоскости 34, которая находится между засасывающей 31 и нагнетающей 32 поверхностью аэродинамической поверхности 14а. Хорда C в данном примере имеет длину около R/5,409091, т.е. концевой участок 20 проходит вдоль 32,45% хорды. Таким образом, радиальное размещение, при котором основная часть 16 и концевой участок 20 соединяются, т.е. линия B-B соединения основной части с концевым участком, может быть также выражено в 6% R ширины от крайней точки концевой кромки 33, которая составляет около 100% R.

Хотя в другом примере может преобладать другое соотношение между R и С. Длина концевого участка 20 вместо 6% R может колебаться в пределах 20% С-35% С и даже больше для другого типа аэродинамической поверхности, например до 50% C.

Хотя на чертежах не видно, но лопасть 14а винта имеет незначительную закрутку по размаху вокруг основной оси лопасти L, которая проходит по длине основной части 16 лопасти 14а. Основная ось лопасти L - это радиальная линия (если нет сдвига в смещении вдоль хорды), которая, как правило, лежит на 1/4 C и обозначает среднюю толщину участка аэродинамической поверхности по всей основной части 16 лопасти 12а. Применение такой закрутки значит, что концевой участок 20 «пикирует» больше, чем конец 17. Тем не менее, в примере эта закрутка не распространяется на всю длину лопасти 14а, а только приблизительно на 94% R, т.е. до линии B-B соединения основной части с концевым участком участка, где соединяется основная часть 16 и концевой участок 20.

Степень крутки может колебаться в пределах от 0° и 16° относительно основной оси лопасти L, предпочтительно между 0° и 12°, в примере - около 8°.

Передняя кромка 25 лопасти 14 винта проходит от основания 17 до концевого участка 20, а задняя кромка 26 в примере проходит прямо от конца 17 через всю длину лопасти 14а и до крайней точки 33 концевой кромки. Концевой участок 20 на наружном конце имеет концевую кромку 28, которая начинается от линии B-B соединения основной части с концевым участком и проходит по передней кромке 25, где сходятся основная часть 16 и концевой участок 20, до крайней точки 33 концевой кромки задней кромки 26 лопасти 14а.

Концевая кромка 28 имеет передний угол передней кромки 29, который простирается от линии B-B соединения основной части с концевым участком на передней кромке 25, в которой сходятся основная часть 16 и концевой участок 20. Передний угол 29 передней кромки закругленный и с плавными переходами. Таким образом, концевая кромка 28 закруглена и придает стреловидность через угол передней кромки 29 до соседней обтекаемой части 30 кромки, до крайней точки концевой кромки 33 лопасти 14а. Касательная к этой соседней обтекаемой части 30 кромки может лежать перпендикулярно к основной оси лопасти L или сохранять необходимую стреловидность к крайней точке 33 стреловидности концевой кромки для максимизации акустических преимуществ.

Конструкция концевого участка 20 для применения в лопасти 14а хвостового винта, например, в варианте осуществления, описанном со ссылкой на фигуры 2-5, является компромиссом между большим шагом при средних числах M при зависании (свободном полете) и полете на малой скорости и отрицательным углом атаки в условиях более высоких чисел M на наступающей лопасти. Форма концевого участка 20 лопасти 14а по данному варианту осуществления позволяет достичь компромисса между различными требованиями. В первом случае конструкция переднего угла 29 передней кромки, при соответствующем скруглении кривой, предотвращает скопление изобаров, высвобождая агрессивные положительные градиенты давления, которые могут спровоцировать преждевременный отрыв и сопротивление. Он также позволяет концевому вихрю свободно вращаться вокруг внешней концевой кромки 28, обеспечивая этим наилучшие показатели при зависании (вращение концевого вихря как можно дальше за бортом гарантирует минимальную индуктивную мощность при минимальных затратах на трение). Чтобы соответствовать условиям наступающей лопасти 14а, концевой участок 20 разработан так, чтобы смягчить ударную волну с помощью утончения поперечного сечения лопасти 14а перед и по всему концевому участку 20, а также задействовав переход аэродинамической поверхности от 12% толщины при 87% R до 9,4% толщины на линии B-B соединения основной части с концевым участком при 94%R. Общая стреловидная форма концевого участка 20 и некоторое возможное искривление концевой кромки 28, при необходимости, помогают, как правило, избежать делокализации ударной волны вне концевого участка 20 в лопастях с низким коэффициентом R/C.

Другой особенностью лопасти 14а винта является наличие отрицательного поперечного V в концевом участке 20, что можно увидеть на фигуре 4.

Отрицательное поперечное V положительно изменяет локальную нагрузку на лопасть 14а в концевом участке 20, а также улучшает показатели зависания (свободного полета) вертолета 10. Отрицательное поперечное V формируется путем изгиба хордальной плоскости лопасти 34 в концевом участке к нагнетающей поверхности 32 лопасти 14а от засасывающей поверхности 31. В примере такой изгиб (по размаху) начинается от начала концевого участка 20, около 94% R на линии B-B соединения основной части с концевым участком, и продолжается до концевой кромки 28. Коэффициент отрицательного поперечного V, использованного в примере, составляет около -0,014C (знак минус обозначает изгиб, направленный вниз), который достаточно небольшой, но в другом примере можно использовать большую или меньшую степень отрицательного поперечного V.

Как указано выше, в примере, что лучше видно на фигуре 3, вид на плоскости, концевая кромка 28, в месте приближения к крайней точке 33 концевой кромки, соединяется с прямой частью кромки 30, т.е. почти обтекаемой или, как правило, перпендикулярной к продольной оси лопасти L. В другом примере вся концевая кромка 28 может искривляться от начала выступающего вперед угла 29, т.е. от линии B-B соединения основной части с концевым участком на передней кромке 25, и до внешней концевой кромки 33.

По изобретению фактическая (плоская) форма концевой кромки 28 соответствует, например, кривой Безье третьего порядка, которая строится, для примера, по четырем контрольным точкам P1, P2, Р3 и P4.

Как показано на фигуре 3, первая контрольная точка P1 расположена по размаху на передней кромке 25 профиля на линии B-B соединения основной части с концевым участком, т.е. в крайней точке передней кромки 25 основной части 16 лопасти 14а, т.е. в точке вдоль передней кромки 25, где сходятся основная часть 16 и концевой участок 20, в примере около 94% R, и, в основном, между 93,5% R и 95,9% R, где R - действительная длина профиля. В примере аэродинамической поверхности лопасти 14а хвостового винта, изображенного на фигурах, действительная длина аэродинамической поверхности - это радиус стреловидности от оси вращения, граничащей с корневым концом 17, до крайней точки концевой кромки 33.

Линия B-B соединения основной части с концевым участком, где соединяется концевой участок 20 и основная часть 16 аэродинамической поверхности лопасти 14а, проходит вдоль первой стороны S1 виртуального многоугольника, который ограничивает концевой участок 20 и первую сторону S1, расположенную перпендикулярно к основной оси лопасти L. Граничный многоугольник, в данном примере, прямоугольник со второй стороной S2, третьей стороной S3 и четвертой стороной S4, но, как правило, многоугольник может быть четырехсторонним и иметь форму неправильного четырехугольника или трапеции, хотя только первая, вторая и третья стороны S1, S2, S3 многоугольника необходимы для расположения четырех контрольных точек Р1-Р4.

Вторая сторона S2 граничного многоугольника проходит вдоль касательной к передней кромке 25 профиля в первой контрольной точке P1, в примере по размаху вне концевой кромки 28, до точки, где вторая сторона пересекается с третьей стороной многоугольника S3. Третья сторона многоугольника S3 параллельна первой стороне многоугольника S1 и проходит к месту, где третья сторона S3 пересекает четвертую сторону многоугольника S4. В примере четвертая сторона многоугольника S4 соприкасается с задней кромкой 26 аэродинамической поверхности 14а в месте, где пересекаются первая сторона S1 граничного многоугольника и задняя кромка 26.

Вторая контрольная точка P2 расположена вдоль второй стороны S2 граничного многоугольника, точнее в позиции между 30% и 80% расстояния вдоль второй стороны от первой контрольной точки P1. Таким образом, вторая контрольная точка P2 расположена вне концевой кромки 28 на граничном многоугольнике.

Третья контрольная точка P3 расположена вдоль третьей стороны S3 граничного многоугольника, точнее в позиции между 30% и 90% расстояния вдоль третьей стороны многоугольника S3 от места, где пересекаются вторая S2 и третья S3 стороны.

Четвертая контрольная точка P4 расположена на граничном многоугольнике в крайней точке концевой кромки 33.

Следует иметь в виду, что во время разработки аэродинамической поверхности лопасти 14а, используя систему САПР/АСУ, расположение по меньшей мере второй и третьей контрольных точек P2 и P3 может быть изменено для получения особой конфигурации концевой кромки 28 профиля. В примере вторая контрольная точка P2 показана в позиции около 40% вдоль второй стороны S2 граничного многоугольника от первой контрольной точки P1, в то время как третья контрольная точка Р3 в примере показана в позиции около 50% вдоль третьей стороны S3 виртуального многоугольника. В примере вторая контрольная точка P2 расположена снаружи по размаху между 95,3% R и 98,8% R и, предпочтительно, около 98,035% R, а третья контрольная точка P3 расположена по размаху снаружи концевой кромки 28, в данном примере около 99,0366% R.

Путем точного размещения четырех контрольных точек Безье P1, P2, P3 и P4 концевая кромка 28 может выглядеть как гладкая кривая Безье третьего порядка с требуемой касательной. При необходимости, можно построить более сложную кривую Безье, но потребуется больше контрольных точек.

В любом случае, форма концевой кромки 28 будет соответствовать кривой Безье, построенной по четырем и больше контрольным точкам P1-P4.

Хотя в примере на фиг.2 и 3 передняя кромка 25 основной части 16 аэродинамической поверхности лопасти 14а проходит прямо до концевого участка 20, в другом примере, описанном ниже со ссылкой на фигуру 7, между основной частью 16 и концевым участком 20 может располагаться промежуточная концевая панель таким образом, чтобы передняя кромка на линии B-B соединения основной части с концевым участком, где начинается концевой участок 20, не была такой, чтобы вторая сторона S2 виртуального граничного многоугольника была параллельна основной оси координат L, как показано в примере на фиг.3.

В примере, описанном выше, крайняя точка концевой кромки 33 расположена в месте, где пересекаются третья и четвертая стороны S3 и S4 граничного многоугольника, это существующий случай, так как в примере задняя кромка 26 концевого участка 20, по существу, является прямой. В другом примере, описанном ниже, и в большинстве случаев крайняя точка 33 концевой кромки будет лежать на третьей стороне граничного многоугольника S3 между P3 и крайней точкой 33 концевой кромки.

Конфигурация задней кромки 39 по всему концевому участку 20 также может проектироваться в виде кривой Безье, построенной по контрольным точкам.

В примере, представленном на фиг.3, задняя кромка 39 по всему концевому участку 20, по существу, прямая и может быть построена по двум контрольным точкам P5 и P8, каждая из которых расположена на четвертой стороне S4 граничного многоугольника.

Прямая задняя кромка 39 по всему концевому участку 20, таким образом, соответствует так называемому особому виду кривой Безье. Задняя кромка 39 по всему концевому участку 20 не должна быть прямой, как показано, а может быть кривой и соответствовать кривой Безье, построенной по более чем двум контрольным точкам P5, P8, например по трем или четырем контрольным точкам.

Однако в примере контрольная точка P5 расположена по размаху лопасти 14а между 93,5% R и 95,9% R, например предпочтительно на линии B-B соединения основной части с концевым участком (при 94% R) на задней кромке 39, где пересекаются первая сторона S1 и четвертая сторона S4 граничного многоугольника. В примере контрольная точка Р8 расположена в крайней точке 33 концевой кромки, и, следовательно, в примере контрольная точка Р8 расположена по размаху лопасти 14а, главным образом, при 100% R, например при 99,0366% R, и в точке, где пересекаются третья сторона S3 и четвертая сторона S4 граничного многоугольника. Таким образом, в примере, в котором задняя кромка 39 по всему концевому участку 20 является прямой, т.е. обычно параллельна основной оси лопасти L, четвертая контрольная точка P4 для построения кривой Безье, за которую отвечает концевая кромка 28, совпадает с контрольной точкой P8 для построения (специальной прямой) кривой Безье для задней кромки 39 по всему концевому участку 20.

Хотя в одном примере четвертая контрольная точка P4 и контрольная точка P8 совпадают, они не должны присутствовать в другом примере.

Отрицательное поперечное V концевого участка 20, в боковой проекции на фиг.4, может соответствовать другой кривой Безье, но лежать в вертикальной проекции, перпендикулярной к хордальной плоскости 34. На фиг.4 показан вид сзади лопасти 14а хвостового винта на фиг.3, вертикальная проекция в этом примере, где задняя кромка 39 по всему концевому участку 20 - это прямая, совпадающая с задней кромкой 26 основной части 16 аэродинамической поверхности лопасти 14а и задней кромкой 39 по всему концевому участку 20.

Отрицательное поперечное V, в примере на фиг.4, начинается от линии B-B соединения основной части с концевым участком, около 94% R.

Кривая Безье, которой соответствует кривая отрицательного поперечного V, в примере строится по трем отрицательным контрольным точкам P9, P10 и P12, хотя кривая Безье может строиться и по четырем контрольным точкам, как будет описано ниже.

В каждом случае контрольная точка P9 отрицательного поперечного V, расположенная в крайней изнутри точке по размаху, лежит на хордальной плоскости 34 на линии B-B соединения основной части с концевым участком и, таким образом, позиционально по размаху совпадает с контрольными точками P1 и P5. Контрольная точка P12 отрицательного поперечного V, расположенная в крайней внешней точке по размаху, в примере лежит по размаху и совпадает с крайней точкой концевой кромки 33 и, следовательно, с контрольными точками P4 и Р8.

Следует иметь в виду, что степень отрицательного поперечного V, т.е. расположение крайней точки концевой кромки 33 ниже (в данном примере) хордальной плоскости 34, определяется в соответствии с проектным функциональным критерием аэродинамической поверхности лопасти 14а. Ссылаясь на фигуру 8а, в целом степень отрицательного поперечного V, или отрицательный поперечный угол α, - это угол между первой базисной прямой отрицательных контрольных точек 36а, которая в настоящем примере совпадает с хордальной плоскостью 34, и второй базисной прямой отрицательных контрольных точек 36b, которая проходит через крайнюю точку концевой кромки 33 в крайней по размаху контрольной точке P12 отрицательного поперечного V и в хордальной плоскости 34. Вторая базисная прямая контрольных точек 36b отрицательного поперечного V создает угол α отрицательного V между 4° и 30° хордальной плоскостью 34 и, предпочтительно, под углом между 4,4° и 25°.

Контрольная точка Р10 отрицательного поперечного V, находящаяся между контрольными точками крайней изнутри по размаху P9 и крайней снаружи по размаху P12 отрицательного поперечного V, на фигуре 8а указывается там, где первая и вторая базисные прямые контрольных точек 36а, 36 отрицательного поперечного V пересекаются, и в настоящем примере там, где вторая базисная прямая контрольных точек 36b отрицательного поперечного V пересекает хордальную плоскость 34.

Используя три данные контрольные точки P9, Р10 и Р12 в таких позициях, можно построить кривую Безье, которая будет кривой, соответствующей отрицательному поперечному V.

Если необходимо, кривая Безье, которой соответствует отрицательное поперечное V, может быть построена по более чем трем контрольным точкам. В примере на фигуре 8b используются четыре контрольные точки Р9, Р10, Р11 и Р12, а крайние изнутри и крайние снаружи по размаху контрольные точки Р9, Р12 расположены, как показано на фигуре 8а примера. Однако первая промежуточная контрольная точка Р10 отрицательного поперечного V расположена на первой базисной прямой контрольных точек 36а отрицательного поперечного V, тогда как вторая промежуточная контрольная точка Р11 расположена на второй базисной прямой контрольных точек 36b отрицательного поперечного V и нет определенных точек в месте, где вторая базисная прямая контрольных точек 36b отрицательного поперечного V пересекается с первой базисной прямой контрольных точек 36а отрицательного поперечного V.

Вместо этого в настоящем примере первая промежуточная контрольная точка Р10 отрицательного поперечного V расположена вдоль первой базисной прямой контрольных точек 36а отрицательного поперечного V, совпадающей с хордальной плоскостью 34, в позиции между 20% и 55% протяжности по размаху концевого участка 20 от линии В-В соединения основной части с концевым участком и, предпочтительно, около 33% от этой протяжности по размаху. Тем не менее, первая промежуточная контрольная точка P10 отрицательного поперечного V, предпочтительно, не расположена снаружи по размаху, т.е. вне места, где пересекаются первая и вторая базисные прямые контрольных точек 36а и 36b отрицательного поперечного V.

Вторая промежуточная контрольная точка P11 расположена вдоль второй базисной прямой контрольных точек 36b отрицательного поперечного V, которая проходит через крайнюю точку концевой кромки 33 под отрицательным V между 4° и 30°, предпочтительно между 4,4° и 25°, в позиции между 55% и 90% протяжности по размаху концевого участка 20 от линии B-B соединения основной части с концевым участком, предпочтительно около 66% этой протяжности по размаху. Тем не менее, предпочтительно, чтобы вторая промежуточная контрольная точка P11 отрицательного поперечного V не находилась по размаху вне точки, где пересекаются первая и вторая базисные прямые контрольных точек 36а, 36b отрицательного поперечного V.

Хотя в примерах аэродинамическая поверхность лопасти 14а хвостового винта имеет закрутку вокруг основной лопасти L, она не является обязательной и аэродинамическая поверхность лопасти 14а может быть прямой.

Такое расположение контрольных точек Безье P1-P12, как описано выше, позволяет создать уникальную конфигурацию концевого участка 20 аэродинамической поверхности. Кроме того, можно использовать программное обеспечение САПР для формирования поверхностей Безье (или, точнее, В-Сплайн или NURBS) по описанным ранее контрольным точкам P1-P12.

Использование контрольных точек Безье для определения концевой кромки 28, задней кромки 39 (на концевом участке 20) и конфигураций отрицательного поперечного V лопасти 14а хвостового винта, с применением программного пакета 3D-проектирования, позволяет корректировать или изменять соответствующие поверхности для оптимизации конфигурации концевого участка 20, создавать другое размещение различных контрольных точек Безье, согласно параметрам, определенным в формуле изобретения, облегчает проведение компьютерной оценки аэродинамических характеристик.

На фигуре 7 изображена альтернативная аэродинамическая поверхность, которая относится к лопастям 12a-12d основной системы несущего винта 12 вертолета на фигуре 1, а именно, к лопасти 12а несущего винта. При необходимости, она может иметь или не иметь закрутку вокруг оси лопасти L.

Похожие части лопасти 12а несущего винта для лопасти 14а хвостового винта уже описаны и обозначены теми же позициями. Поскольку лопасть 12а несущего винта является аэродинамическим профилем несущей системы 12 (как и лопасть 14а хвостового винта на предыдущих фигурах), действительная длина профиля R - это радиус стреловидности от оси вращения V до крайней точки концевой кромки 33.

Лопасть 12а основного несущего винта на фигуре 7 имеет основную часть 16, которая простирается от корневого конца 17 до концевого участка лопасти 20, но в отличие от лопасти 14а хвостового винта, описанной ранее, лопасть 12а несущего винта имеет концевую панель TP между основной частью 16 лопасти 12а и концевым участком 20. Концевая панель TP простирается по размаху снаружи от линии D-D соединения основной части с концевой панелью в позиции около 85% R-88% R до линии B-B соединения основной части с концевым участком, которое, как и раньше, размещено около 94% R и которое, как правило, может размещаться при 93,5% R-95,9% R.

Концевая панель TP имеет переднюю кромку 25а, которая искривляется по направлению от линии D-D соединения основной части с концевой панелью до линии В-В соединения основной части с концевым участком, но передняя кромка 25а концевой панели TP в месте сечения D-D соединения основной части с концевой панелью расположена перед передней кромкой 25 основной части 16 лопасти 12а несущего винта. В примере передняя кромка 25а на линии B-B соединения основной части с концевым участком расположена за передней кромкой 25а на линии D-D соединения основной части с концевой панелью.

Это достигается путем размещения переходного участка G между передней кромкой 25 лопасти 12а несущего винта по всей основной части 16 лопасти 12а, которая расположена по меньшей мере на 75% от всей длины лопасти 12а несущего винта, и передней кромкой 25а на линии D-D соединения основной части с концевой панелью. Таким образом, переходной участок G расположен на около 75% R до приблизительно 85% R и до 88% R, а передняя кромка на переходном участке G, так же как и часть передней кромки 25а концевой панели TP, расположена перед передней кромкой 25 по всей основной части 16 лопасти 12а.

Задняя кромка 26а концевой панели TP простирается позади от линии D-D соединения основной части с концевой панелью до линии B-B соединения основной части с концевым участком, но по меньшей мере в примере задняя кромка переходного участка G между основной частью 16 и линией D-D соединения основной части с концевой панелью, как правило, прямая и соответствует задней кромке 26 по всей основной части 16 лопасти 12а.

Конечно, изобретение может применяться к лопастям винта с концевыми панелями TP (или без них) с размерами, отличными от показанных. Форма кривой, которой соответствуют передняя кромка переходного участка G и/или передняя кромка 25а концевой панели TP, может быть построена в виде одной и больше кривых Безье с использованием контрольных точек, как в случае с кривой, которой соответствует задняя кромка 26а концевой панели TP, хотя другой способ построения кривых не выходит за рамки данного изобретения.

Согласно настоящему изобретению, концевая кромка 28 концевого участка 20 соответствует кривой, построенной в виде кривой Безье по четырем контрольным точкам P1, P2, P3 и P4 тем же способом, что и для концевой кромки 28 концевого участка 20 лопасти 14а хвостового винта. Однако в этом примере граничный многоугольник, на котором лежат контрольные точки P1-P4, имеет другую конфигурацию прямоугольника, чем показано, например, на фиг.3.

Граничный многоугольник, ограничивающий концевой участок 20 лопасти 12а несущего винта, опять имеет форму трапеции, а первая и третья стороны S1 и S2 параллельны и ортогональны к основной оси лопасти L. Вторая и четвертая стороны S2 и S4 в примере параллельны друг другу и расположены под углом стреловидности β к основной оси L лопасти, но в другом варианте осуществления вторая и четвертая стороны S2 и S4 не должны быть параллельными.

Первая контрольная точка P1 расположена на граничном многоугольнике на передней кромке 25а на линии B-B соединения основной части с концевым участком, а контрольная точка P4 лежит в крайней точке концевой кромки 33 лопасти несущего винта 12а.

Первая промежуточная контрольная точка P2 расположена на второй стороне S2 граничного многоугольника между точкой, в которой вторая сторона S2 пересекает первую и третью стороны S1 и S3 граничного многоугольника, в позиции между 30% и 80% протяжности второй стороны S2 от первой контрольной точки Р1.

Вторая сторона граничного многоугольника S2 является касательной к передней кромке 25а в первой контрольной точке P1 на линии B-B соединения основной части с концевым участком.

Третья контрольная точка P3 расположена на третьей стороне S3 граничного многоугольника между точкой, в которой третья сторона S3 проходит через вторую и четвертую стороны многоугольника, в позиции между 30% и 90% длины третьей стороны от точки пересечения третьей S3 и второй S2 сторон граничного многоугольника.

Таким образом, как и в случае с концевой кромкой 28 лопасти 14а хвостового винта, концевую кромку 28 лопасти 12а несущего винта проще спроектировать с помощью программного обеспечения САПР/АСУ для получения желаемых конструктивных функций.

Задняя кромка 39 концевого участка 20 лопасти 12а несущего винта соответствует кривой Безье, построенной по двум контрольным точкам Р5 и Р8, расположенным соответственно в крайней изнутри точке по размаху и крайней снаружи точке по размаху и по одной или двум промежуточным контрольным точкам P6 и P7. На фигуре 7 использовано четыре контрольные точки P5-P8, при этом крайняя изнутри контрольная точка Р5 по размаху расположена на задней кромке 26а на линии B-B соединения основной части с концевым участком, а крайняя снаружи контрольная точка Р8 по размаху расположена в крайней точке концевой кромки 33.

Первая промежуточная контрольная точка P6 расположена вдоль первой базисной прямой контрольных точек задней кромки 39а, касательной к задней кромке 26а на линии B-B соединения основной части с концевым участком. Точнее, она является касательной к задней кромке концевой панели 26а на линии B-B соединения основной части с концевым участком. Эта первая базисная прямая контрольных точек задней кромки 39а образует угол с основной осью лопасти L, который является углом стреловидности β. На примере фиг.7 первая базисная прямая контрольных точек задней кромки 39а соответствует четвертой стороне граничного многоугольника, на которой расположены контрольные точки Р1-Р4 для построения первой кривой Безье на концевой кромке 28.

Угол стреловидности β, как правило, составляет до 30° к основной оси L лопасти. Конечно, в примере 14а лопасти хвостового винта, описанной со ссылкой на фиг.3, угол стреловидности β составляет ноль, т.е. задняя кромка 39 в концевом участке 20 образует угол, равный нулю, к основной оси L лопасти. В общем, угол стреловидности β может быть от нуля до 30°.

Угол стреловидности β передней и задней кромки концевого участка 20 может быть разным для достижения сужения концевой панели.

Контрольная точка Р6 предпочтительно расположена между 10% и 33% протяжности по размаху концевого участка 20 от линии В-В соединения основной части с концевым участком, но по размаху не за пределами точки, где первая базисная прямая контрольных точек задней кромки 39а пересекает вторую базисную прямую контрольных точек задней кромки 39b, на которой лежит контрольная точка P7.

Вторая базисная прямая контрольных точек задней кромки 39b проходит через крайнюю точку концевой кромки 33 и, соответственно, через контрольную точку Р8, и образует угол с основной осью L лопасти между нулем и углом стреловидности β или, как правило, угол между нулем и углом стреловидности β в 1,5 раза больше угла стреловидности β. Вторая промежуточная контрольная точка P7 расположена на второй базисной прямой контрольных точек задней кромки 39b в позиции между 66% и 90% протяжности по размаху концевого участка 20 от линии B-B соединения основной части с концевым участком, но не в пределах по размаху точки пересечения с первой базисной прямой контрольных точек задней кромки 36а.

Фиг.9b и 9d показывают альтернативные конфигурации задней кромки 39, которая будет меняться в зависимости от позиции крайней точки концевой кромки 33 и, следовательно, от позиции контрольной точки Р8 и расположения промежуточных контрольных точек P6 и Р7 на соответствующих базисных прямых контрольных точек задней кромки 39а, 39b. Фиг.9а и 9с показывают альтернативные конфигурации задней кромки 39, где для построения кривой Безье используется только одна промежуточная контрольная точка P6, которой соответствует задняя кромка 39.

На фиг.9а можно увидеть, что (единственная) промежуточная контрольная точка Р6 расположена на пересечении двух базисных прямых контрольных точек задней кромки 39а, 39b. В этом примере задняя кромка 26а граничащей концевой панели TP изгибается, а крайняя точка 33 концевой кромки размещена так, что касательная на линии B-B соединения основной части концевого участка, т.е. первая базисная прямая контрольных точек задней кромки 39а, проходит через вторую базисную прямую контрольных точек задней кромки 39b в точке по хорде снаружи и позади кривой Безье, построенной по трем контрольным точкам P5, P6 и P8.

Сопоставляя это с конфигурацией на фиг.9с, в этой компоновке крайняя точка концевой кромки 33 расположена на хорде, дальше и снаружи позади, хотя кривая граничной задней кромки 26а концевой панели TP схожа с изображенной на фиг.9а. Тем не менее, в результате первая и вторая базисные прямые контрольных точек задней кромки 39а, 39 пересекаются в точке, которая размещается по хорде внутри кривой Безье, построенной по трем контрольным точкам P5, P6 и P8. Как показано на фиг.9с, задняя кромка аэродинамической поверхности, таким образом, изгибается, частично по задней кромке 26а концевой панели TP, и меняет направление кривой по задней кромке 39 по всему концевому участку 20.

На фиг.9b снова пересечение первой и второй базисных прямых контрольных точек задней кромки 39а, 39b расположено на хорде снаружи и позади кривой Безье, построенной по четырем контрольным точкам Р5, P6, Р7 и Р8, тогда как на фиг.9d пересечение расположено, как показано и на фиг.9с, в хорде внутри кривой Безье, построенной по четырем контрольным точкам Р5-Р8.

В случае со второй кривой Безье, которой соответствуют задняя кромка 39 по всему концевому участку 20, которая является кривой Безье третьего порядка, построенной по четырем контрольным точкам, при необходимости, первая промежуточная контрольная точка Безье задней кромки P6 может быть расположена по размаху лопасти 12а между 94,6% R и 96,5% R, например при 95,44% R, а вторая промежуточная контрольная точка P7 Безье задней кромки может быть расположена по размаху лопасти 14а между 96,5% R и 98,4% R, например при 97,47% R.

Лопасть 12а несущего винта, описанная со ссылкой на фигуру 7, может иметь отрицательное поперечное V по всему концевому участку 20, которое соответствует кривой в вертикальной проекции, точно так же, как описано в связи с отрицательным поперечным V ранее описанной лопасти 14а хвостового винта. Таким образом, изображение на фигуре 8а, которое показывает, как кривая отрицательного поперечного V может соответствовать кривой Безье, построенной по трем контрольным точкам P9, P10 и P12, применяется для обеспечения отрицательного поперечного V лопасти несущего винта 12а, что есть альтернативная конфигурация фигуры 8b.

В последней компоновке кривая отрицательного поперечного V несущей лопасти 12а соответствует последующей кривой Безье, построенной по четырем контрольным точкам P9, P10, P11, P12 отрицательного поперечного V, а не по трем, как на фигуре 8а.

Крайняя внутри по размаху контрольная точка Р8 отрицательного поперечного V расположена в точке, где хордальная плоскость 34 пересекает линию B-B соединения основной части с концевым участком, а крайняя снаружи по размаху контрольная точка P12 расположена в крайней точке концевой кромки 33, расположение которой определяется с помощью фундаментальных принципов проектирования лопастей.

Из сказанного выше следует иметь в виду, что ряд аэродинамических профилей может создаваться с концевыми кромками различных конфигураций, в зависимости от выбранной расстановки соответствующих четырех контрольных точек, но в каждом случае форма концевой кромки соответствует первой кривой Безье.

Предпочтительно, задняя кромка 39 по всему концевому участку 20 и/или поперечное отрицательное V могут быть сконфигурированы так, чтобы соответствовать соответственно второй и/или последующей кривой Безье, хотя ряд других задних кромок и/или конфигураций поперечного отрицательного V может достигаться с помощью построения кривых Безье. Кроме того, изобретение может применяться к аэродинамическому профилю хвостового винта, несущего винта и для широкого спектра других фиксированных аэродинамических профилей, т.е. фиксированных относительно несущей конструкции, например фюзеляжа воздушного судна, и аэродинамических профилей, которые поддерживаются системой вращения, например аэродинамические профили несущего винта, турбины и т.д.

Компьютерный анализ образцов лопастей 14а и 12а винта, описанных в этой заявке, показывает, что конфигурации лопастей 14а, 12а позволяют получить значительные преимущества над уже известными лопастями винта, с точки зрения эффективности зависания (вертолета 10, к которому присоединяются лопасти 14а, 12а винта) и отсрочивания возрастания мощности при начале сваливания.

Признаки, раскрытые в вышеприведенном описании, в последующей формуле изобретения или на прилагаемых чертежах, выраженные в своих определенных формах или исходя из средств осуществления раскрытой функции, а также способ или процесс достижения раскрытого результата, по мере необходимости, могут быть использованы отдельно или в любой комбинации признаков для реализации изобретения в разнообразных модификациях.

1. Аэродинамическая поверхность, имеющая основную часть профиля аэродинамической поверхности, внутренний корневой конец по размаху аэродинамической поверхности, где используемая аэродинамическая поверхность крепится к несущей конструкции, и концевой участок на крайнем конце по размаху с внешней стороны основной части за линией ее соединения с концевым участком, причем концевой участок включает в себя концевую кромку, конфигурация которой в плане выполнена по первой кривой Безье, построенной по меньшей мере по четырем контрольным точкам P1, P2, P3 и P4, при этом каждая контрольная точка Р1, Р2, Р3 и Р4 размещается по периметру многоугольника, который ограничивает концевой участок, контрольная точка P1 Безье лежит на передней кромке аэродинамической поверхности на линии соединения основной части с концевым участком и находится в положении в направлении размаха между 93.5% R и 95.9% R, в месте, где пересекаются первая и вторая стороны многоугольника, причем первая сторона находится на линии соединения основной части с концевым участком и проходит перпендикулярно к основной оси лопасти, которая располагается по размаху основной части аэродинамической поверхности, а вторая сторона, которая является касательной к передней кромке аэродинамической поверхности в контрольной точке P1, проходит от контрольной точки Р1 до места, где вторая сторона пересекает третью сторону граничного многоугольника в положении снаружи концевой кромки, третья сторона параллельна первой стороне и проходит от места, где третья сторона пересекает вторую сторону, до места, где пересекаются третья сторона и четвертая сторона, контрольная точка Р2 лежит на второй стороне в положении между 30% и 80% вдоль второй стороны от P1, контрольная точка P3 лежит на третьей стороне в положении между 30% и 90% вдоль третьей стороны от места, где пересекаются вторая и третья стороны, а контрольная точка P4 находится в крайней точке концевой кромки на задней кромке аэродинамической поверхности, где R - действительная длина аэродинамической поверхности.

2. Аэродинамическая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что кривая Безье, по которой выполнена конфигурация в плане крайней кромки концевого участка, является кривой Безье третьего порядка.

3. Аэродинамическая поверхность по п.1, в отличающаяся тем, что граничный многоугольник является трапецией.

4. Аэродинамическая поверхность по п.3, отличающаяся тем, что четвертая сторона граничного многоугольника проходит по касательной к задней кромке аэродинамической поверхности в точке, в которой первая сторона пересекает заднюю кромку, а четвертая сторона проходит между местом, где первая сторона пересекает заднюю кромку, и местом, где четвертая сторона пересекает третью сторону.

5. Аэродинамическая поверхность по п.3, отличающаяся тем, что крайняя точка концевой кромки находится на третьей стороне.

6. Аэродинамическая поверхность по п.5, отличающаяся тем, что крайняя точка концевой кромки находится на третьей стороне в месте, где третья пересекает четвертую сторону.

7. Аэродинамическая поверхность по п.5, отличающаяся тем, что крайняя точка концевой кромки находится на третьей стороне между контрольной точкой Р3 и местом, где пересекаются третья и четвертая стороны граничного многоугольника.

8. Аэродинамическая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что концевая кромка аэродинамической поверхности имеет закругленный угол передней кромки, который выступает к краевой части, расположенной, главным образом, по размаху лопасти так, что концевая кромка имеет конфигурацию прямой стреловидности от контрольной точки P1.

9. Аэродинамическая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что конфигурация формы в плане задней кромки аэродинамической поверхности в концевом участке выполнена по второй кривой Безье, построенной по меньшей мере по двум другим контрольным точкам P5 и P8, при этом контрольная точка P5 расположена в месте, где первая сторона граничного многоугольника пересекает заднюю кромку, а контрольная точка P8 расположена в крайней точке концевой кромки.

10. Аэродинамическая поверхность по п.9, отличающаяся тем, что вторая кривая Безье между контрольными точками Р5 и Р8 является прямой линией, которая, в основном, проходит параллельно основной оси лопасти.

11. Аэродинамическая поверхность по п.9, отличающаяся тем, что вторая кривая Безье построена по трем контрольным точкам Р5, P6 и Р8, при этом
контрольная точка P6 расположена на пересечении первой и второй базисных линий контрольных точек задней кромки,
первая базисная линия контрольных точек задней кромки является касательной к задней кромке на линии соединения основной части с концевым участком в контрольной точке P5, при этом первая базисная линия контрольных точек задней кромки образует угол стреловидности с основной осью лопасти, а
вторая базисная линия контрольных точек задней кромки является прямой, которая проходит через контрольную точку Р8 в крайней точке концевой кромки и образует угол с основной осью лопасти, равный 0 или в 1,5 раза больший угла стреловидности.

12. Аэродинамическая поверхность по п.9, отличающаяся тем, что вторая кривая Безье построена по четырем контрольным точкам Р5, P6, Р7 и Р8, причем контрольная точка Р6 расположена по первой базисной линии контрольных точек задней кромки, которая проходит по касательной к задней кромке на линии соединения основной части с концевым участком в контрольной точке Р5, при этом первая базисная линия контрольных точек задней кромки образует угол стреловидности с основной осью лопасти, а контрольная точка P7 расположена по второй базисной линии контрольных точек задней кромки, являющейся линией, которая проходит через точку P8 в крайней точке концевой кромки и проходит под углом к основной оси лопасти, равным 0 или в 1,5 раза больший угла стреловидности.

13. Аэродинамическая поверхность по п.12, отличающаяся тем, что контрольная точка P6 расположена по первой базисной линии контрольных точек задней кромки в положении между 10% и 33% протяжности по размаху концевого участка от контрольной точки Р5, но не за пределами по размаху пересечения первой и второй базисных линий контрольных точек задней кромки, а контрольная точка P7 расположена по второй базисной прямой контрольных точек задней кромки в положении между 66% и 90% протяжности по размаху концевого участка от контрольной точки Р5, но не в пределах по размаху в пересечении первой и второй базисных линий контрольных точек задней кромки.

14. Аэродинамическая поверхность по одному из пп.11-13, отличающаяся тем, что вторая базисная линия контрольных точек задней кромки расположена под углом к основной оси лопасти, который находится между нулем и углом стреловидности.

15. Аэродинамическая поверхность по одному из пп.11-13, в котором угол стреловидности составляет от нуля до 30°.

16. Аэродинамическая поверхность по одному из пп.12 и 13, отличающаяся тем, что вторая кривая Безье, по которой выполнена задняя кромка аэродинамической поверхности в концевом участке, является кривой Безье третьего порядка.

17. Аэродинамическая поверхность по одному из пп.1-13, отличающаяся тем, что концевой участок имеет отрицательное поперечное V.

18. Аэродинамическая поверхность по п.17, отличающаяся тем, что аэродинамическая поверхность имеет хордальную плоскость, которая простирается по всей аэродинамической поверхности между передней кромкой и задней кромкой по всей основной части аэродинамической поверхности, а отрицательное поперечное V соответствует кривой в вертикальной плоскости, которая перпендикулярна к хордальной плоскости, при этом кривая расположена между нагнетающей и засасывающей аэродинамическими поверхностями по всему концевому участку и является третьей кривой Безье, построенной по меньшей мере из трех контрольных точек P9, Р10 и Р12 в вертикальной плоскости, и контрольная точка Р9 расположена по размаху аэродинамической поверхности на линии соединения основной части с концевым участком, а на хордальной плоскости контрольная точка Р12 расположена в крайней точке концевой кромки, а контрольная точка Р10 расположена на пересечении первой и второй базисных линий контрольных точек отрицательного поперечного V, при этом первая базисная линия контрольных точек отрицательного поперечного V совпадает с хордальной плоскостью, а вторая базисная линия контрольных точек отрицательного поперечного V проходит через контрольную точку Р12 и простирается под отрицательным поперечным V конца к хордальной плоскости, между 4° и 30°.

19. Аэродинамическая поверхность по п.17, отличающаяся тем, что аэродинамическая поверхность имеет хордальную плоскость, которая простирается по всей аэродинамической поверхности между передней кромкой и задней кромкой по всей основной части аэродинамической поверхности, а отрицательное поперечное V соответствует кривой в вертикальной плоскости, которая перпендикулярна к хордальной плоскости, и кривая находится между нагнетающей и засасывающей аэродинамическими поверхностями по всему концевому участку, а кривая является третьей кривой Безье, построенной по меньшей мере по четырем контрольным точкам P9, P10, P11 и P12 в вертикальной плоскости, и где контрольная точка P9 расположена по размаху аэродинамической поверхности на линии соединения основной части с концевым участком и на хордальной плоскости, контрольная точка Р12 расположена в крайней точке концевой кромки, а первая промежуточная контрольная точка Р10 расположена вдоль первой базисной линии контрольных точек отрицательного поперечного V, которая совпадает с хордальной плоскостью, а вторая промежуточная контрольная точка Р11 расположена на второй базисной линии контрольных точек отрицательного поперечного V, которая проходит через контрольную точку Р12 и располагается под отрицательным поперечным V конца к хордальной плоскости, между 4° и 30°.

20. Аэродинамическая поверхность по п.19, отличающаяся тем, что первая промежуточная контрольная точка Р10 расположена по первой базисной прямой контрольных точек отрицательного поперечного V в положении между 20% и 55% протяжности по размаху концевого участка от контрольной точки P9, но не выходя по размаху за пересечение первой и второй базисных линий контрольных точек поперечного отрицательного V, а вторая промежуточная контрольная точка Р11 расположена по второй базисной линии контрольных точек поперечного отрицательного V в положении между 55% и 90% протяжности по размаху концевого участка от контрольной точки P9, но не по размаху вовнутрь пересечения первой и второй базисных линий контрольных точек поперечного отрицательного V.

21. Аэродинамическая поверхность по п.20, отличающаяся тем, что первая промежуточная контрольная точка P10 расположена по первой базисной линии контрольных точек отрицательного поперечного V в положении около 33% протяжности по размаху концевого участка от контрольной точки P9, а вторая промежуточная контрольная точка P11 расположена по второй базисной линии контрольных точек отрицательного поперечного V в положении около 66% протяжности по размаху концевого участка от контрольной точки P9.

22. Аэродинамическая поверхность по одному из пп.19-21, отличающаяся тем, что вторая базисная линия контрольных точек отрицательного поперечного V проходит через контрольную точку Р12 и простирается под отрицательным поперечным V конца к хордальной плоскости, между 4,4° и 25°.

23. Аэродинамическая поверхность по одному из пп.1-13, отличающаяся тем, что основная часть аэродинамической поверхности расположена от опорной конструкции по размаху, на протяжении по меньшей мере 75% всей действительной длины аэродинамической поверхности.

24. Аэродинамическая поверхность по одному из пп.1-13, отличающаяся тем, что основная ось лопасти расположена по размаху основной части аэродинамической поверхности и имеет среднюю толщину основной части аэродинамической поверхности и по меньшей мере основная часть аэродинамической поверхности имеет крутку между 0° и 16° вокруг основной оси лопасти.

25. Аэродинамическая поверхность по одному из пп.1-13, отличающаяся тем, что аэродинамическая поверхность прикрепляется на корневом конце к вращающейся несущей конструкции.

26. Аэродинамическая поверхность по одному из пп.1-13, отличающаяся тем, что аэродинамическая поверхность содержит концевую панель, расположенную между основной частью аэродинамической поверхности и концевым участком, при этом концевая панель простирается наружу по размаху от места соединения с концевой панелью панели между 85% R и 88% R до линии соединения основной части с концевым участком.

27. Аэродинамическая поверхность по п.26, отличающаяся тем, что основная ось лопасти расположена при 0,25С, где C - длина хорды основной части аэродинамической поверхности, и концевая панель имеет переднюю кромку, которая изгибается в обратном направлении от линии соединения основной части с концевой панелью до линии соединения основной части с концевым участком, при этом передняя кромка аэродинамической поверхности на линии соединения основной части с концевым участком расположена на или в обратном направлении от места, где основная ось лопасти пересекает переднюю кромку.

28. Аэродинамическая поверхность по п.26, отличающаяся тем, что между концевой панелью и основной частью аэродинамической поверхности находится переходной участок, в котором передняя и задняя кромки основной части переходят соответственно в переднюю и заднюю кромки концевой панели, при этом переходной участок простирается наружу по размаху от линии соединения основной части с переходным участком на около 75% R до места линии соединения основной части с концевой панелью.

29. Аэродинамическая поверхность по п.28, отличающаяся тем, что по меньшей мере части передней кромки как переходного участка, так и концевой панели расположены спереди от передней кромки основной части аэродинамической поверхности.

30. Аэродинамическая поверхность по п.28, отличающаяся тем, что по меньшей мере части передних кромок как переходного участка, так и концевой панели лежат на одной и более кривых Безье, построенных по контрольным точкам.

31. Способ образования аэродинамической поверхности, которая включает в себя основную часть профиля аэродинамической поверхности, внутренний корневой конец по размаху аэродинамической поверхности, где используемая аэродинамическая поверхность крепится к несущей конструкции, и концевой участок на крайнем конце по размаху с внешней стороны основной части за линией ее соединения с концевым участком, причем концевой участок включает в себя концевую кромку, конфигурация которой в плане выполнена по первой кривой Безье, построенной по меньшей мере по четырем контрольным точкам P1, P2, P3 и P4, при этом каждая контрольная точка P1, P2, P3 и P4 размещается по периметру многоугольника, который ограничивает концевой участок, контрольная точка P1 Безье лежит на передней кромке аэродинамической поверхности на линии соединения основной части с концевым участком и находится в положении в направлении размаха между 93.5% R и 95.9% R, в месте, где пересекаются первая и вторая стороны многоугольника, причем первая сторона находится на линии соединения основной части с концевым участком и проходит перпендикулярно к основной оси лопасти, которая располагается по размаху основной части аэродинамической поверхности, а вторая сторона, которая является касательной к передней кромке аэродинамической поверхности в контрольной точке P1, проходит от контрольной точки P1 до места, где вторая сторона пересекает третью сторону граничного многоугольника в положении снаружи концевой кромки, третья сторона параллельна первой стороне и проходит от места, где третья сторона пересекает вторую сторону, до места, где пересекаются третья сторона и четвертая сторона, контрольная точка P2 лежит на второй стороне в положении между 30% и 80% вдоль второй стороны от P1, контрольная точка P3 лежит на третьей стороне в положении между 30% и 90% вдоль третьей стороны от Р2, а контрольная точка Р4 находится в крайней точке концевой кромки на задней кромке профиля, где R - действительная длина аэродинамической поверхности, при этом способ включает в себя образование конфигурации формы в плане концевой кромки по первой кривой Безье.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к лопасти (3) для турбомашины, в частности для ротора (2) вертолета. Лопасть имеет основную часть (5), которая выполнена для создания потока в окружающей среде и проходит от втулочной части (4) до зоны (7) концевой кромки лопасти.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к устройству тянущих и несущих винтов беспилотных летательных аппаратов и сверхлегких самолетов. .

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

Изобретение относится к удлиненному аэродинамическому элементу и касается крыла летательного аппарата или лопасти винтокрыла. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к способам изготовления из металла облегченных лопастей воздушных винтов. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к лопасти несущего винта винтокрылого летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, а также может использоваться в других областях, где применяются лопастные винты. .

Изобретение относится к летательным аппаратам. .

Изобретение относится к авиационной промышленности. .

Изобретение относится к воздушным винтам, гребным винтам и лопастям винтов ветродвигателей. Лопасть с плоским или цилиндрическим местом крепления к ступице винта имеет закладные металлические детали для болтов крепления в виде цилиндрических втулок, от которых идут жгуты волокон армирующего материала, огибающие эти втулки. Поверхность лопасти образована тканевым композитным материалом и/или композитным материалом, содержащим рубленое армирующее волокно. Способ изготовления лопасти заключается в том, что сначала в пресс-форму вставляются закладные втулки, затем на поверхность пресс-формы наносится поверхностный слой лопасти, состоящий из армирующей ткани или рубленого армирующего волокна и синтетической смолы, а затем вокруг закладных втулок огибаются жгуты армирующего волокна, пропитанного синтетической смолой, и укладываются в пресс-форму. Достигается снижение веса лопасти при сохранении эксплуатационных характеристик. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 6 ил.

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 винтов летательных аппаратов. Лопасть несущего винта летательного аппарата включает открытую снизу полусферу, снабженную окнами, вокруг которой расположены охватывающие ее каналы. Часть каналов объединена с соответствующими окнами. Полусфера имеет вынесенные вниз боковые щеки и внутренний карман, расположенный в ее передней левой части. В полусфере может быть установлена турбина. Достигается уменьшение длины лопасти. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям и способам изготовления лопастей воздушных винтов. Лопасть (10) винта турбовинтового двигателя летательного аппарата включает конструкцию (20) с аэродинамическим профилем, содержащую, по меньшей мере, одно волокнистое усиление, полученное посредством трехмерного тканья нитей, и уплотненное матрицей, и формообразующую деталь (140) определенной формы из жесткого ячеистого материала. Упомянутое усиление содержит, по меньшей мере, два участка, связанных между собой посредством сплошного тканья на уровне передней кромки (20а) лопасти винта, при этом оба участка обхватывают упомянутую формообразующую деталь (140). Лопасть содержит балку (150), первая часть (151,152) которой расположена внутри конструкции и, по меньшей мере, частично окружена формообразующей деталью (140), а вторая часть (153,154) проходит снаружи упомянутой конструкции и содержит на своем конце комель лопасти (30). Балка (150) сформирована из волокнистого усиления, уплотненного матрицей. Достигается снижение массы лопасти винта при сохранении требуемых механических свойств. 4 н. и 14 з.п. ф-лы, 15 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, в частности к системам индикации об опасных режимах полета. Устройство для индикации срыва потока на лопастях вертолета содержит блок волоконно-оптической коммутации, блок источника света, блок хранения информации, блок электропитания, блок анализа информации, блок спектрального анализа и цифроаналоговый преобразователь, блок-регистратор, индикатор, волоконно-оптический соединитель и два или более волоконно-оптических тензодатчиков, каждый из которых имеет свою полосу рабочих частот в спектре излучения блока источника света. Тензодатчики установлены на поверхности невращающихся деталей автомата перекоса вертолета. Выходные сигналы тензодатчиков изменяются в зависимости от стадий появления срыва воздушного потока на лопастях несущего винта вертолета и передаются блок-регистратору, установленному на борту вертолета. Индикатор стадий срыва установлен на панели управления вертолетом для информирования летчика о стадиях срыва потока на лопастях. Повышается безопасность при выполнении полетов вертолета и достигается возможность контроля пилотом эксплуатационных перегрузок на деталях автомата перекоса. 3 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.

Изобретение относится к конструкции лопастей аэродинамических моделей воздушных винтов, предназначенных для испытаний в аэродинамических трубах. Лопасть аэродинамической модели воздушного винта содержит верхнюю и нижнюю обшивки, лонжерон, вкладыши, балансировочные и противофлаттерные грузы и носовые накладки. При этом концевая часть лопасти содержит одну или несколько нервюр, прикрепленных к задней стенке лонжерона, а корневая часть - прикрепленный к задней стенке лонжерона силовой элемент, включающий силовую лапку и силовую нервюру коробчатой формы с закрепленной между ними частью вкладыша хвостовой части лопасти. Достигается повышение жесткости корневой и концевой частей лопасти аэродинамической модели воздушного винта. 7 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх