Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель

Авторы патента:


Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель
Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель

 


Владельцы патента RU 2570186:

ДЗЕ БОИНГ КОМПАНИ (US)

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам и системам снижения скорости на входе в движитель. Способ уменьшения скорости в поле течения на входе в движитель летательного аппарата заключается в том, что модифицируют аэродинамическую конструкцию, выполненную в виде крыла летательного аппарата, для создания под крылом области поля течения с уменьшенной скоростью, располагают движитель в находящейся под крылом области поля течения с уменьшенной скоростью. Система для уменьшения скорости в поле течения на входе в движитель летательного аппарата включает в себя аэродинамическую конструкцию, выполненную в виде крыла летательного аппарата, модификатор аэродинамической конструкции, выполненный подходящей формы для уменьшения скорости в области поля течения, движитель, расположенный под крылом. Модификатор аэродинамической конструкции может быть выбран из группы, состоящей из увеличенной толщины аэродинамической конструкции, дополнительной конструкции, выпуклости на аэродинамической конструкции, выемки в аэродинамической конструкции, удлинения аэродинамической конструкции, наращивания аэродинамической конструкции и уширения аэродинамической конструкции. Повышается эффективность работы винта при более высоких скоростях. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 30 ил.

 

Уровень техники

На фиг.1 приведены типовые зависимости тягового (пропульсивного) к.п.д. от числа Маха (М) в виде кривых 102/104/106/108, относящихся к нескольким типам движительных систем. Как показано на фиг.1, менее скоростные летательные аппараты (со скоростью полета в диапазоне от 0,4 до 0,6 М) обычно имеют более эффективные движители. Открытые (незакапотированные), т.е. не заключенные во внешние обечайки или корпуса, воздушные винты могут обладать очень высоким тяговым к.п.д., превращая в тягу до 90% развиваемой двигателем мощности. Как показывает кривая 104, при скоростях полета выше 0,7 М воздушные винты становятся менее экономичными, поскольку скорость обтекания лопастей вращающегося воздушного винта приближается к значению 1,0 М, характеризующемуся увеличением аэродинамического сопротивления, или превышает это значение. У высокоскоростных воздушных винтов есть и дополнительные недостатки в отношении шумности, веса, сложности и стоимости.

По этой причине, как показывает кривая 108, на современных транспортных и пассажирских самолетах обычно используются турбовентиляторные двигатели, поскольку эти самолеты летают на скоростях 0,75…0,85 М, которые слишком велики для применяемых на практике воздушных винтов. Турбовентиляторные двигатели, как правило, имеют большее паразитное сопротивление и меньшую ометаемую лопатками площадь по сравнению с турбовинтовыми двигателями, при этом турбовентиляторы обычно превращают в тягу лишь около 70% мощности, развиваемой на валу двигателя.

На долю топлива приходится приблизительно половина прямых эксплуатационных расходов на воздушное судно, а будущее может принести более высокие цены на топливо и повышенные экологические издержки, такие как налог на выбросы углекислого газа. Рост цен на топливо и ужесточение конкуренции между производителями летательных аппаратов обусловливают насущную потребность в более экономичных летательных аппаратах.

Раскрытие изобретения

Настоящее изобретение в целом относится к авиастроению. В частности, настоящее изобретение относится к конструированию движительных, или пропульсивных, систем и аэродинамических поверхностей летательных аппаратов.

Предметом изобретения являются система и способы для уменьшения скорости в поле течения на входе в движитель, в частности воздушный винт. Предлагается модифицировать аэродинамическую конструкцию, выполненную в виде крыла, создав таким образом под крылом область с уменьшенным отклонением скоростей в поле течения, и расположить в этой области воздушный винт или иной движитель. Технический результат заключается в том, что движитель, в частности воздушный винт, может работать с более высокой эффективностью при более высоких скоростях полета летательного аппарата.

В одном примере осуществления изобретения способ уменьшения скорости в поле течения на входе в воздушный винт предусматривает модифицирование аэродинамической конструкции, выполненной в виде крыла, для создания области поля течения с уменьшенной скоростью. Способ также предусматривает расположение движителя в находящейся под крылом области поля течения с уменьшенной скоростью.

Также предложена система для уменьшения скорости в поле течения на входе в движитель, включающая в себя модификатор аэродинамической

конструкции, выполненной в виде крыла, и движитель. Модификатор аэродинамической конструкции выполнен подходящей формы, или спрофилирован, для уменьшения скорости в поле течения в области, находящейся под крылом и вблизи модификатора аэродинамической конструкции. Таким образом, модификатор аэродинамической конструкции создает под крылом область поля течения с уменьшенным отклонением скоростей. Движитель расположен в этой находящейся под крылом области поля течения с уменьшенным отклонением скоростей.

Также предложен способ создания системы для уменьшения скорости в поле течения на входе в движитель, предусматривающий модифицирование аэродинамической конструкции, выполненной в виде крыла. Модификатор аэродинамической конструкции выполнен подходящей формы, или спрофилирован, для уменьшения скорости поля течения в области, находящейся под крылом и вблизи модификатора аэродинамической конструкции, для создания области поля течения с уменьшенной скоростью. Способ также предусматривает расположение движителя в находящейся под крылом области поля течения с уменьшенной скоростью.

Это краткое изложение сущности изобретения приведено для представления в упрощенной форме предлагаемых в изобретении решений, далее рассматриваемых ниже в подробном описании осуществления изобретения. Это краткое изложение сущности изобретения не предназначено для определения ключевых особенностей или существенных признаков заявленного изобретения, а также не предназначено для использования в качестве вспомогательной информации при определении объема охраны заявленного изобретения.

Краткое описание чертежей

Для более полного понимания сущности изобретения ниже приведено его подробное описание, поясняемое чертежами, на которых однотипные элементы обозначены подобными номерами позиций. Чертежи приведены для пояснения описания и не ограничивают возможностей осуществления изобретения и объема притязаний. Чертежи могут быть выполнены не в масштабе. На чертежах показано:

на фиг. 1 - графики, иллюстрирующие зависимость тягового к.п.д. от скорости,

на фиг. 2 - схема последовательности операций, иллюстрирующая методологию производства и эксплуатации летательного аппарата,

на фиг.3 - блок-схема летательного аппарата,

на фиг.4 - изображение летательного аппарата, имеющего систему для уменьшения скорости в поле течения в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.5 - изображение поля течения вокруг профиля крыла летательного аппарата, показанного на фиг.4, с областью поля течения с уменьшенной скоростью в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.6 - структурная схема системы для уменьшения скорости в поле течения в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.7 - блок-схема процесса уменьшения скорости в поле течения в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.8 - блок-схема процесса создания системы для уменьшения скорости в поле течения в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.9 - распределение подъемной силы по размаху крыла летательного аппарата, имеющего систему для уменьшения скорости в поле течения в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.10 - изображение области равномерности скоростей потока для воздушного винта с прямыми лопастями в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.11 - изображение области равномерности скоростей потока для воздушного винта с саблевидными лопастями в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.12 - изображение летательного аппарата с увеличенной длиной хорды крыла вблизи воздушного винта в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.13 - изображение модификаторов аэродинамической конструкции, представляющих собой дополнительные конструкции для уменьшения скорости в поле течения в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.14 - изображение поля течения вокруг симметричного профиля крыла летательного аппарата с отклоненным закрылком или щитком в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.15 - изображение поля течения с неравномерностью скоростей вокруг профиля аэродинамической поверхности,

на фиг.16 - изображение поля течения, показывающее область равномерности скоростей в поле течения вблизи конструктивного модификатора на нижней стороне профиля крыла в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.17 - изображение поля течения, показывающее область равномерности скоростей в поле течения вблизи конструктивного модификатора на нижней стороне профиля крыла в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.18 - изображение поля течения, показывающее область равномерности скоростей в поле течения для положительного угла атаки в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.19 - изображение поля течения, показывающее область равномерности скоростей в поле течения вблизи конструктивного модификатора на нижней стороне профиля крыла для положительного угла атаки в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.20 - изображение поля течения, показывающее область равномерности скоростей в поле течения вблизи конструктивного модификатора около передней кромки профиля крыла в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.21 - изображение поля течения, показывающее уменьшение скорости у передней кромки в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.22 - изображение поля течения, показывающее уменьшение скорости у передней кромки при угле атаки 5° в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.23 - изображение поля течения, показывающее уменьшение скорости для искривленного профиля аэродинамической поверхности в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.24 - уменьшение скорости для профиля аэродинамической поверхности с увеличенной кривизной хвостовой части в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.25 - изображение поля течения, показывающее уменьшение скорости для увеличенной кривизны хвостовой части профиля аэродинамической поверхности и конструктивный модификатор в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.26 - изображение поля течения, показывающее расположение воздушного винта в области равномерности скоростей в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.27 - изображение поля течения, показывающее расположение воздушного винта в области равномерности скоростей в случае комбинации крыла и подкоса в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.28 - изображение поля течения, показывающее расположение воздушного винта в области равномерности скоростей в случае комбинации крыла и подкоса в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.29 - изображение поля течения, показывающее расположение воздушного винта в области равномерности скоростей в случае комбинации крыла и подкоса в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.30 - изображение поля течения, показывающее область равномерности скоростей в случае комбинации крыла и подкоса в одном примере осуществления изобретения.

Подробное описание

Нижеследующее описание приведено для раскрытия примеров осуществления изобретения и не предназначено для ограничения объема, области применения или использования изобретения. Конкретные устройства, методы и случаи применения описываются ниже только в качестве примеров. Специалисту должны быть понятны возможности видоизменения рассмотренных в данном описании примеров, а общие принципы, раскрытые в описании, могут использоваться в приложении к другим примерам и случаям применения изобретения без выхода за рамки сущности и объема изобретения. Объем изобретения определяется его формулой и не должен ограничиваться примерами, описанными ниже и показанными на чертежах.

Варианты осуществления изобретения могут быть описаны в форме компонентов функциональных или структурных схем и/или алгоритмов и различных стадий процессов. Следует иметь в виду, что компоненты таких схем или шаги алгоритмов могут быть реализованы любым количеством аппаратных, программных и/или аппаратно-программных компонентов, настроенных для выполнения заданных функций. Для краткости изложения подробные сведения об обычных средствах и методах, относящихся к аэродинамике, конструкциям транспортных средств, динамике жидкостей и газов, и других функциональных аспектах описываемых систем (и отдельных компонентах таких систем) в данном описании могут не приводиться. Кроме того, специалистам должно быть понятно, что настоящее изобретение может быть осуществлено в сочетании с различными аппаратными и программными средствами, а рассматриваемые ниже варианты осуществления изобретения представлены исключительно в качестве примера.

Варианты осуществления изобретения описаны ниже в контексте его практического и не ограничивающего применения, а именно воздушного винта летательного аппарата. Однако возможности осуществления изобретения не ограничиваются такими приложениями, относящимися к воздушным винтам летательных аппаратов, а приведенные в описании средства и методы также могут использоваться в других практических приложениях. В качестве неограничивающего примера, осуществление изобретения возможно в приложении к турбовентиляторам, винтовентиляторам, бестуннельным вентиляторам, гребным винтам судов, ветряным турбинам, катерам с воздушными винтами и т.п.

Как должно быть ясно специалисту после прочтения данного описания, рассмотренные ниже варианты осуществления изобретения являются примерами, а функции изобретения не ограничиваются этими примерами. Могут использоваться также другие варианты осуществления изобретения, а в рассмотренные выше варианты могут быть внесены конструктивные изменения, не выходящие за рамки сущности и объема настоящего изобретения.

В частности, как показано на чертежах, осуществление изобретения можно описать в контексте способа 200 производства и эксплуатации летательного аппарата, представленного на фиг.2, и летательного аппарата 300, представленного на фиг.3. Во время подготовки к производству иллюстрируемый способ 200 может включать этап 204 подготовки технического задания и проектирования летательного аппарата 300, а также этап 206 закупки материалов. В процессе производства осуществляются этап 208 изготовления компонентов и узлов и этап 210 их окончательной сборки при изготовлении летательного аппарата 300. Затем следует этап 212 сертификации и поставки летательного аппарата 300 с целью ввода его в эксплуатацию на этапе 214. В процессе эксплуатации летательного аппарата 300 заказчиком осуществляются его плановое техническое обслуживание и текущий ремонт на этапе 216 (который также может включать внесение конструктивных изменений, переоборудование, восстановительный ремонт и т.д.).

Каждый из процессов способа 200 может выполняться системным интегратором (предприятием, осуществляющим окончательную сборку), третьей стороной и/или эксплуатантом (например, заказчиком). В контексте настоящего описания системный интегратор может включать, без ограничений, любое число производителей летательных аппаратов и субподрядчиков по основным системам, третья сторона может включать, без ограничений, любое число продавцов, субподрядчиков и поставщиков, а в качестве эксплуатанта может выступать авиакомпания, лизинговая компания, воинская часть, сервисная организация и т.д.

Как показано на фиг.3, летательный аппарат 300, изготавливаемый способом 200, представленным в иллюстративном примере, может содержать планер 318 с несколькими системами 320 и интерьером 322, Примеры систем 320 высокого уровня включают одну или несколько силовых установок 324 (движительных систем), электрическую систему 326, гидравлическую систему 328, систему 330 жизнеобеспечения и систему 332 уменьшения скорости в поле течения. Также может использоваться любое число других систем. Хотя представленный пример относится к авиакосмической отрасли, варианты осуществления настоящего изобретения могут использоваться и в других отраслях.

Устройства и способы, представленные в настоящем описании, могут применяться на любом одном или нескольких этапах способа 200. Например, компоненты или узлы, соответствующие производственному процессу 208, могут изготавливаться аналогично компонентам и узлам, изготавливаемым в процессе эксплуатации летательного аппарата 300. Кроме того, один или несколько вариантов выполнения предлагаемого в изобретении устройства или системы, вариантов осуществления предлагаемого в изобретении способа или их комбинация могут использоваться на этапах 208 и 210 производства, например, значительно ускоряя сборку летательного аппарата 300 или уменьшая его стоимость. Аналогичным образом, один или несколько вариантов выполнения предлагаемого в изобретении устройства, вариантов осуществления предлагаемого в изобретении способа или их комбинация могут использоваться при нахождении летательного аппарата 300 в эксплуатации, в качестве неограничивающего примера, на этапе 216 технического обслуживания и текущего ремонта.

Изобретение обеспечивает увеличение тягового к.п.д. летательного аппарата путем создания возможности работы движителя в поле течения, скорость которого меньше скорости полета летательного аппарата. Видоизменяя форму крыла, фюзеляжа, управляющей поверхности и других частей летательного аппарата, можно создать широкую область уменьшенной скорости поля течения для размещения в ней движительной установки. Это позволяет повысить тяговый к.п.д. летательного аппарата по сравнению с обычно возможным. Уменьшение скорости на входе движительную установку также может сделать возможным применение иного типа движителя, например воздушного винта вместо турбовентилятора, что дает значительное увеличение тягового к.п.д.

На фиг.4 в качестве примера осуществления изобретения изображен летательный аппарат 430, имеющий систему 400 уменьшения скорости в поле течения (система 400). Система 400 включает в себя движитель 402, крыло 404 определенного профиля 428, фюзеляж 406, нижний подкос 408, наклонный подкос 410 и вспомогательный подкос 412.

Движитель 402 (воздушный винт 402) может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, воздушный винт, воздушный винт в составе силовой установки с разнесенными в стороны винтами противоположного вращения, воздушный винт в составе силовой установки с соосными винтами противоположного вращения, турбовентилятор (например, редукторный или безредукторный), винтовентилятор, бестуннельный вентилятор, высокоскоростной одиночный воздушный винт, высокоскоростные воздушные винты в составе силовой установки с разнесенными в стороны винтами противоположного вращения, высокоскоростной воздушный винт в составе силовой установки с соосными винтами противоположного вращения, вентилятор в кольцевом обтекателе и т.п. Движитель 402 расположен относительно крыла 404, фюзеляжа 406, нижнего подкоса 408, наклонного подкоса 410 и вспомогательного подкоса 412 таким образом, что он находится в области поля течения, имеющей уменьшенную скорость, например в области 502 поля течения с уменьшенной скоростью (фиг.5). Кроме того, область 502 поля течения с уменьшенной скоростью создается таким образом, чтобы контуры 506 поля течения вблизи движителя 402 (поверхности 504 работы движителя на фиг.5) характеризовались минимизированным отклонением скоростей. Таким образом, движитель 402 расположен в области 502 поля течения с уменьшенным отклонением скоростей (фиг.5).

Понятие "поле течения" означает векторное поле частиц среды, а понятие "скорость" как векторная величина характеризует быстроту и направление движения частицы среды, поля течения среды или летательного аппарата. В данном описании понятия "область 502 поля течения с уменьшенной скоростью", и "область 502 поля течения с уменьшенным отклонением скоростей" могут использоваться взаимозаменяемо.

На фиг.4 изображен двухдвигательный самолет, в частности летательный аппарат 430 с воздушным(-ыми) винтом(-ами) 402. Специалистам должно быть понятно, что в различных вариантах осуществления изобретения могут использоваться многие другие компоновочные схемы. В качестве неограничивающего примера, может использоваться схема с одним двигателем, с двигателем, приводящим в действие несколько движителей, четырьмя двигателями, установленными на крыле, различным числом двигателей, установкой двигателей в хвосте летательного аппарата и т.п.

Наличие подкоса 408/410/412 может обеспечить еще большее уменьшение скорости поля течения и/или может увеличить размер области 502 поля течения с уменьшенной скоростью. Подкос 408/410/412 также может служить опорой для крыла 404 и может уменьшить потребную глубину (длину хорды) профиля 428 крыла вблизи воздушного винта 402. Это позволяет профилировать крыло 404 для усиления полезного результата в отношении скорости поля течения.

Крыло 404, фюзеляж 406, нижний подкос 408, наклонный подкос 410 и вспомогательный подкос 412 могут иметь конструктивный модификатор, выполненный для того, чтобы оказывать влияние на поле течения вблизи, соответственно, крыла 404, фюзеляжа 406, нижнего подкоса 408, наклонного подкос 410 и вспомогательного подкоса 412. Конструктивный модификатор может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, увеличенную толщину аэродинамической конструкции, дополнительную конструкцию, выпуклость на аэродинамической конструкции, модифицированную контурную линию, выемку в аэродинамической конструкции, удлинение аэродинамической конструкции, наращивание аэродинамической конструкции, уширение аэродинамической конструкции и т.п., предназначенные для уменьшения скорости в поле течения и/или повышения равномерности поля течения. Равномерность поля течения может определяться, в качестве неограничивающего примера, областью параллельных линий потока с по существу постоянной скоростью. Выражение "по существу постоянная скорость" может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, небольшие отклонения от среднего значения, например в пределах двух градусов по направлению и 0,02 - по числу Маха и т.п.

Придавать определенную форму профилю (поперечному сечению) крыла 404, подкосов 408/410/412 и других конструкций для улучшения условий работы воздушного винта 402 необходимо лишь вблизи места расположения воздушного винта 402. Внутрь и наружу по размаху от воздушного винта 402 крыло 404 будет возвращаться к своей более традиционной форме.

В одном примере осуществления изобретения используется внешнее подкрепление крыла, например наклонным подкосом 410. Преимуществом этого варианта осуществления изобретения является возможность использования тонких профилей крыла, так как для тонкого крыла скорость воздуха, обтекающего его верхнюю и нижнюю поверхности, при том же коэффициенте подъемной силы будет меньшей. Внешнее подкрепление крыла с помощью подкосов позволяет использовать более тонкие профили крыла без значительного увеличения веса, как в случае консольного крыла. Поэтому данный вариант позволяет получить от использования подкосного крыла еще больший выигрыш.

В одном примере осуществления изобретения используется увеличенное поперечное сечение фюзеляжа. Расстояние от законцовок лопастей до поверхности земли может ограничивать размер воздушного винта для летательного аппарата, имеющего фюзеляж 406 меньшего размера. Использование фюзеляжа 406 большего размера в поперечном сечении позволяет увеличить высоту расположения крыла 404 над уровнем земли. Применение двухпалубного или увеличенного в поперечном сечении фюзеляжа 406 (например, фюзеляжа с двумя проходами между креслами вместо одного) облегчает установку высокорасположенного крыла, поднятого на большее расстояние от уровня земли.

Изобретение позволяет уменьшить сопротивление трения обшивки расположенных под крылом 404 элементов конструкции. В соответствующих вариантах осуществления изобретения под крылом 404 образуется область уменьшенной скорости, и поскольку сопротивление трения обшивки пропорционально квадрату скорости, с уменьшением скорости уменьшается сопротивление трения обшивки. Поэтому гондолы (на чертежах не показаны), пилоны, например пилон 426 двигателя, кок воздушного винта (на чертежах не показан) и т.п., будут иметь меньшее сопротивление трения обшивки, если они в соответствии с изобретением расположены в области 502 поля течения с уменьшенной скоростью.

Неравномерность скоростей и направлений движения воздушного потока на входе в диск, сметаемый лопастями 414 воздушного винта 402, может отрицательно повлиять на эффективность воздушного винта 402. По этой причине воздушные винты размещают там, где возмущения потока очень малы. Например, перед крылом более крупного летательного аппарата и на носу меньшего летательного аппарата.

Если неравномерность скоростей и направлений воздушного потока на входе в воздушный винт 402 (входной поток) постоянна, но при этом симметрична относительно всех плоскостей вращения, таких как плоскость 420 вращения, проходящая через продольную ось 418 воздушного винта 402, то лопасти 414 можно спрофилировать таким образом, чтобы избежать значительного влияния на характеристики воздушного винта 402. Однако турбулентность и неравномерные неустойчивые возмущения потока по скорости (числу Маха) и направлению приведут к изменению нагрузки на лопасти 414 и ухудшению характеристик воздушного винта 402.

Изобретение позволяет выравнивать воздушный поток на входе в воздушный винт 402 по продольной оси 418 воздушного винта 402 при изменяющихся углах атаки летательного аппарата. Например, крыло 404 над воздушным винтом 402 может спрямлять воздушный поток на входе в воздушный винт 402 в большей степени, чем на входе в воздушный винт (на чертежах не показан), вынесенный далеко вперед от крыла 404. Изобретение позволяет уменьшить разброс чисел Маха воздушного потока на входе в диск (например, поверхность 504 работы движителя на фиг.5), сметаемый вращающимися лопастями 414 воздушного винта 402, тем самым уменьшая потери эффективности воздушного винта 402.

На фиг.5 изображен пример поля течения вокруг профиля 428 крыла 404 летательного аппарата 430 (фиг.4) и показана область 502 поля течения с уменьшенной скоростью вблизи поверхности 504 работы движителя, расположенной под профилем 428 крыла 404. Область 502 поля течения с уменьшенной скоростью может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, область векторного поля частиц воздуха, движущихся со скоростью, уменьшенной относительно свободного (набегающего) потока 416, с обеспечением по существу постоянной скорости. Линия потока может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, траекторию движения частицы воздуха и т.п. Свободный поток 416 может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, невозмущенный воздух на удалении от летательного аппарата 430 и т.п. Поверхность 504 работы движителя может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, диск или плоскость, в которой работает движитель 402, и т.п.

На фиг.6 изображен пример реализации системы 600 для уменьшения скорости в поле течения в одном примере осуществления изобретения. Система 600 может включать в себя аэродинамическую конструкцию 602, модификатор 604 аэродинамической конструкции, движитель 606, аэродинамический орган 608 управления и управляющее устройство 610. Аэродинамическая конструкция 602, модификатор 604 аэродинамической конструкции, движитель 606, аэродинамический орган 608 управления и управляющее устройство 610 могут быть связаны друг с другом различными соединительными средствами 612.

Аэродинамическая конструкция 602 может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, крыло 404, фюзеляж 406, нижний подкос 408, наклонный подкос 410, вспомогательный подкос 412, концевое крылышко (винглет), руль высоты, спойлер, руль направления, элерон, элевон и т.п. Аэродинамическая конструкция 602 выполнена с возможностью изменения первого физического свойства для управления областью 502 поля течения с уменьшенной скоростью (фиг.5). Изменение первого физического свойства может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, изменение формы аэродинамической конструкции 602, изменение положения закрылка 1404 (фиг.14), изменение положения аэродинамической конструкции 602 и т.п. Закрылок 1404 может быть шарнирно навешенной или выдвижной частью аэродинамической конструкции 602, используемой для управления подъемной силой.

Модификатор 604 аэродинамической конструкции может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, конструкцию вогнутой формы, такую как выпуклость, модифицированную контурную линию, увеличенную толщину аэродинамической конструкции, выемку в ней, удлинение, наращивание, уширение аэродинамической конструкции и т.п. Модификатор 604 аэродинамической конструкции выполнен с возможностью изменения второго физического свойства для управления областью 502 поля течения с уменьшенной скоростью (область с уменьшенным отклонением скоростей в поле течения). Изменение второго физического свойства может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, изменение формы модификатора аэродинамической конструкции, изменение положения закрылка 1404 (фиг.14), изменение положения аэродинамической конструкции 602, комбинацию этих приемов и т.п.

Движитель 606 (поз.402 на фиг.4) может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, воздушный винт, турбовентилятор, винтовентилятор, воздушный винт в составе силовой установки с разнесенными в стороны винтами противоположного вращения, воздушный винт в составе силовой установки с соосными винтами противоположного вращения, бестуннельный вентилятор и т.п.

Аэродинамический орган 608 управления может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, закрылок или щиток (например закрылок 1404), элерон, спойлер, концевое крылышко (винглет), руль высоты, руль направления, элерон, элевон, их комбинацию и т.п.

Управляющее устройство 610 может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, процессорный модуль 614, модуль 616 памяти и т.п. Управляющее устройство 610 выполнено с возможностью управления аэродинамическим органом 608 управления для воздействия на область 502 поля течения с уменьшенной скоростью вблизи движителя 606 (поверхность 504 работы движителя на фиг.5).

В качестве неограничивающего примера, для управления скоростью 422 вращения лопастей (фиг.4) в плоскости 420 вращения движителя 606 может использоваться активное управление скоростью 422 вращения лопастей (фиг.4) в плоскости 420 вращения (фиг.4) движителя 606, отклонение закрылка или щитка (например, закрылка 1404 на фиг.14), разрезная задняя кромка (на чертежах не показана), щиток Герни/расходящаяся задняя кромка (DTE) (на чертежах не показана), или устройство механизации передней кромки (опускаемая передняя кромка) (на чертежах не показана). Таким образом, скорость 422 вращения лопастей подстраивается к изменениям режима полета. Например, во время набора высоты после взлета может потребоваться более высокое отношение скорости диска воздушного винта (величина скорости 422 вращения лопастей) к скорости свободного потока 416 (величина скорости свободного потока 416), чем на наибольшей крейсерской скорости.

Процессорный модуль 614 содержит логические схемы обработки информации, настроенные для выполнения функций, методов и операций обработки данных, связанных с работой системы 600. В частности, логические схемы обработки информации настроены на поддержку рассматриваемой в данном описании системы 600. Например, для управления скоростью 422 вращения лопастей (фиг.4) в плоскости 420 вращения движителя 606 с обеспечением подстройки скорости 422 вращения лопастей к изменениям режима полета процессорный модуль 614 может осуществлять: активное управление скоростью 422 вращения лопастей в плоскости 420 вращения (фиг.4) движителя 606, отклонение закрылка 1404 (фиг.14), отклонение устройства механизации передней кромки и т.п.

Процессорный модуль 614 может быть реализован с применением процессора общего назначения, ассоциативного запоминающего устройства, цифрового сигнального процессора, специализированной интегральной схемы, программируемой пользователем вентильной матрицы, любого подходящего программируемого логического устройства, логического элемента на дискретных компонентах или транзисторной логики, дискретных аппаратных компонентов или их любой комбинации, рассчитанных на выполнение рассматриваемых в данном описании функций. Таким образом, процессор может быть выполнен в виде микропроцессора, контроллера, микроконтроллера, конечного автомата и т.п. Процессор также может быть реализован комбинацией вычислительных устройств, например комбинацией цифрового сигнального процессора и микропроцессора, несколькими микропроцессорами, одним или несколькими микропроцессорами в сочетании с ядром цифрового сигнального процессора или любыми другими такими конфигурациями.

Модуль 616 памяти может содержать область хранения данных с памятью, отформатированной для поддержки работы системы 600. Модуль 616 памяти выполнен с возможностью хранения, поддержания целостности и выдачи данных, когда это необходимо для поддержки функциональности системы 600. Например, в модуле 616 памяти может храниться информация о полетной конфигурации, скорости 422 вращения лопастей и т.п.

В практических вариантах осуществления изобретения модуль 616 памяти может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, энергонезависимое запоминающее устройство (энергонезависимую полупроводниковую память, накопитель на жестких магнитных дисках, накопитель на оптических дисках и т.п.), запоминающее устройство с произвольной выборкой (например, статическое запоминающее устройство с произвольной выборкой, динамическое запоминающее устройство с произвольной выборкой) или любой другой известный вид накопителя информации.

Модуль 616 памяти может быть связан с процессорным модулем 614 и может быть настроен для хранения, в качестве неограничивающего примера, базы данных и т.п. Дополнительно модуль 616 памяти может представлять динамически обновляющуюся базу данных, содержащую таблицу для обновления базы данных, и т.п. В модуле 616 памяти также может храниться компьютерная программа, выполняемая процессорным модулем 614, операционная система, прикладная программа, предварительные данные, используемые при выполнении программы, и т.п.

Модуль 616 памяти может быть связан с процессорным модулем 614 таким образом, чтобы процессорный модуль 614 мог считывать информацию из модуля 616 памяти и записывать информацию в модуль 616 памяти. Например, процессорный модуль 614 может осуществлять доступ к модулю 616 памяти для получения информации о скорости летательного аппарата, положении управляющих поверхностей летательного аппарата, угле атаки, числе Маха, высоте полета летательного аппарата, скорость 422 вращения лопастей и т.п.

В качестве примера, процессорный модуль 614 и модуль 616 памяти могут находиться в соответствующих специализированных интегральных схемах. Модуль 616 памяти также может быть встроен в процессорный модуль 614. В одном примере осуществления изобретения модуль 616 памяти может содержать кэш-память для хранения временных (промежуточных) переменных или другой промежуточной информации во время выполнения команд процессорным модулем 614.

Различные соединительные средства 612 могут включать в себя любую технологию соединения, пригодную для использования в системе 600. Различные соединительные средства 612 могут включать в себя, в качестве неограничивающего примера, физическое соединение, такое как клеевое или сварное соединение, электронную связь и т.п.

На фиг.7 приведена иллюстративная блок-схема выполнения процесса 700 уменьшения скорости поля течения в одном варианте осуществления настоящего изобретения. Различные операции, выполняемые в связи с осуществлением процесса 700, могут выполняться механическими, программными, аппаратными, программно-аппаратными средствами, машиночитаемым носителем информации, содержащим команды, выполняемые компьютером для осуществления процессов и методов, или любой комбинацией таких средств. Следует учесть, что процесс 700 может включать в себя любое число дополнительных или альтернативных операций (задач), причем представленные на фиг.7 операции не обязательно должны выполняться в показанном порядке, а процесс 700 может быть включен в другую процедуру или процесс более высокого уровня, имеющую(-ий) дополнительную функциональность, в данном описании подробно не рассматриваемую.

В целях пояснения приведенное ниже описание процесса 700 может ссылаться на элементы, упомянутые выше при рассмотрении фиг.2-6. В практических вариантах осуществления изобретения части процесса 700 могут выполняться различными элементами системы 600, такими как аэродинамическая конструкция 602, модификатор 604 аэродинамической конструкции, движитель 606, аэродинамический орган 608 управления, управляющее устройство 610 и т.д. Следует учесть, что процесс 700 может включать в себя любое число дополнительных или альтернативных операций, причем представленные на фиг.7 операции не обязательно должны выполняться в показанном порядке, а процесс 700 может быть включен в другую процедуру или процесс более высокого уровня, имеющую(-ий) дополнительную функциональность, в данном описании подробно не рассматриваемую. При осуществлении процесса 700 могут использоваться функции, материал и конструкции, аналогичные таковым в вариантах осуществления изобретения, показанных на фиг.2-6. Поэтому общие признаки, функции и элементы во избежание повторов в данном описании могут не рассматриваться.

Процесс 700 может начинаться с модифицирования аэродинамической конструкции, такой как аэродинамическая конструкция 602, для создания области поля течения с уменьшенной скоростью, такой как область 502 (операция 702).

Процесс 700 может продолжаться расположением движителя, такого как движитель 606, в области 502 поля течения с уменьшенной скоростью (операция 704).

Процесс 700 может продолжаться изменением состояния аэродинамической конструкции 602 для управления областью 502 поля течения с уменьшенной скоростью (операция 706). Как было упомянуто выше, изменение состояния аэродинамической конструкции может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, изменение формы аэродинамической конструкции 602, изменение положения аэродинамической конструкции 602, изменение положения закрылка 1404 и т.п.

На фиг.8 приведена иллюстративная блок-схема выполнения процесса 800 создания системы 600 для уменьшения скорости в поле течения в одном варианте осуществления настоящего изобретения. Различные операции, выполняемые в связи с осуществлением процесса 800, могут выполняться механическими, программными, аппаратными, программно-аппаратными средствами, машиночитаемым носителем информации, содержащим команды, выполняемые компьютером для осуществления процессов и методов, или любой комбинацией таких средств. Следует учесть, что процесс 800 может включать в себя любое число дополнительных или альтернативных операций (задач), причем представленные на фиг.8 операции не обязательно должны выполняться в показанном порядке, а процесс 800 может быть включен в другую процедуру или процесс более высокого уровня, имеющую(-ий) дополнительную функциональность, в данном описании подробно не рассматриваемую.

В целях пояснения приведенное ниже описание процесса 800 может ссылаться на элементы, упомянутые выше при рассмотрении фиг.2-6. В практических вариантах осуществления изобретения части процесса 800 могут выполняться различными элементами системы 600, такими как аэродинамическая конструкция 602, модификатор 604 аэродинамической конструкции, движитель 606, аэродинамический орган 608 управления, управляющее устройство 610 и т.д. Следует учесть, что процесс 800 может включать в себя любое число дополнительных или альтернативных операций, причем представленные на фиг.8 операции не обязательно должны выполняться в показанном порядке, а процесс 800 может быть включен в другую процедуру или процесс более высокого уровня, имеющую(-ий) дополнительную функциональность, в данном описании подробно не рассматриваемую. При осуществлении процесса 800 могут использоваться функции, материал и конструкции, аналогичные таковым в вариантах осуществления изобретения, показанных на фиг.2-6. Поэтому общие признаки, функции и элементы во избежание повторов в данном описании могут не рассматриваться.

Процесс 800 может начинаться с обеспечения модификатора аэродинамической конструкции, такого как модификатор 604 аэродинамической конструкции, выполненного подходящей формы для уменьшения скорости в области поля течения, находящейся вблизи модификатора 604 аэродинамической конструкции, для создания области 502 поля течения с уменьшенной скоростью (операция 802).

Процесс 800 может продолжаться обеспечением движителя, такого как движитель 606, расположенного в области 502 поля течения с уменьшенной скоростью (операция 804).

Процесс 800 может продолжаться присоединением модификатора 604 к аэродинамической конструкции, такой как аэродинамическая конструкция 602 (операция 806).

Процесс 800 может продолжаться уменьшением скорости в области поля течения (операция 808).

На фиг.9 показан пример распределения 900 подъемной силы по размаху крыла летательного аппарата 902, содержащего систему 600 для уменьшения скорости в поле течения. Индуктивное сопротивление увеличивается, когда распределение подъемной силы по размаху является неэллиптическим или имеет разрывы непрерывности. Изобретение обеспечивает увеличение подъемной силы, обусловленное уменьшением скорости под крылом 404. Таким образом, для усиления указанного результата вблизи движителя 606 целесообразно иметь более высокий коэффициент подъемной силы. На фиг.9 показаны распределение 904 подъемной силы, создаваемое путем использования системы 600 в одном примере осуществления изобретения, и типовое распределение 906 подъемной силы, создаваемое без использования системы 600. В отличие от типового распределения 906 подъемной силы, общее распределение 904 подъемной силы демонстрирует, например, прирост подъемной силы на крыле 404 вблизи движителя 606.

На фиг.10 показана область 1002 равномерности скоростей потока для воздушного винта 1004 с прямыми лопастями 1006 в одном примере осуществления изобретения.

На фиг.11 показана область 1102 равномерности скоростей потока для воздушного винта 1104 со стреловидными или саблевидными лопастями 1106 в одном примере осуществления изобретения. Изменения формы лопасти воздушного винта могут включать в себя изгиб, изменение формы интересующей зоны с плоской на искривленную или другую. Саблевидная лопасть 1106 может быть выгодной тем, что на более высоких скоростях она повышает к.п.д. винта и уменьшает шум от него по сравнению с лопастью плоской формы, например прямой лопастью 1006.

На фиг.12 показано локальное увеличение 1202 длина хорды вблизи движителя 606, представляющее собой модификатор 604 аэродинамической конструкции в одном примере осуществления изобретения. Размер поля потока, на которое оказывает влияние крыло 404, умозрительно пропорционален хорде 1204 крыла. Поэтому целесообразно изменить хорду 1202 крыла вблизи движителя 606. В примере осуществления изобретения, показанном на фиг.12, хорда 1202 крыла над воздушным винтом 606 несколько длиннее хорды 1202 вдоль размаха крыла 404 в стороне от воздушного винта 606. Преимущества более длинной хорды, такой как хорда 1202 крыла вблизи движителя 606, включают в себя, в качестве неограничивающего примера, конструктивно обусловленную возможность использования более тонкого профиля крыла (распределения толщины крыла по местной хорде), возможность выноса движителя 606 дальше вперед от крыла 404, что может быть безопаснее в случае отрыва одной из лопастей 414 от втулки 1206 винта, и т.п.

На фиг.13 показаны примеры аэродинамических конструктивных модификаторов, представляющих собой дополнительные (добавленные) конструкции для уменьшения скорости в поле течения в одном примере осуществления изобретения. В примере осуществления изобретения, показанном на фиг.13, аэродинамические поверхности 1302 и 1304 представляют собой дополнительные аэродинамические конструктивные модификаторы, используемые для адаптации воздушного потока. Таким образом, дополнительные аэродинамические поверхности 1302 и 1304 используются для создания или увеличения выгодного для движителя 606 поля течения.

На фиг.14 показан пример поля 1400 течения вокруг симметричного профиля 1402 аэродинамической поверхности. На фиг.14 симметричный профиль 1402 показан при нулевом угле атаки, профиль 1402 не создает подъемной силы, и основная часть потока вокруг профиля 1402 движется приблизительно со скоростью свободного, или невозмущенного, набегающего потока 416. Свободный поток 416 можно отклонять с помощью модифицирующей профиль конструкции, такой как закрылок 1404, для создания, адаптации или изменения области поля течения с уменьшенной скоростью. Вектор 1406 скорости показывает уменьшение скорости поля течения, вызванное отклонением закрылка 1404.

На фиг.15 показан пример поля 1500 течения с неравномерностью скоростей вокруг профиля 1502 аэродинамической поверхности. На фиг.15 профилю 1402 аэродинамической поверхности, показанному на фиг.14, придана определенная кривизна для создания подъемной силы 1504. Под профилем 1502 имеется большая область 1506, поток в которой движется гораздо медленнее по сравнению со скоростью свободного потока 416. Однако зона свободного потока 416 (например, вблизи точки В) не подходит для расположения движителя 606, поскольку по мере увеличения расстояния от профиля 1502 книзу поток постепенно ускоряется. Например, в точке А 1508 скорость гораздо меньше скорости в точке В 1510.

На фиг.16 показан пример поля 1600 течения с областью 1606 равномерности скоростей поля течения вблизи конструктивного модификатора аэродинамической конструкции, такого как выпуклость 1604 на нижней стороне профиля 1602 аэродинамической поверхности. На фиг.16 показано поле течения для плоской пластины, такой как аэродинамическая поверхность с выпуклостью 1604 на нижней стороне ее профиля 1602, ускоряющей поток вблизи выпуклости 1604. Скорость этого потока возвращается к скорости свободного потока 416 по мере увеличения расстояния книзу от профиля 1602. Выпуклость 1604 обеспечивает сосредоточенный (местный) разгон потока, который сходит на нет с возвратом к скорости свободного потока 416 быстрее, чем в примере, показанном на фиг.15.

На фиг.17 показан пример поля течения 1700 с областью 1704 равномерности скоростей поля течения вблизи конструктивного модификатора, такого как выпуклость 1604 на нижней стороне профиля 1702 аэродинамической поверхности в одном примере осуществления изобретения. В показанном на фиг.17 примере выпуклость 1604 (фиг.16) используется в сочетании с профилем 1502 (фиг.15). Выпуклость 1604 ускоряет поток ближе к профилю 1702, где поток до того двигался слишком медленно в точке А 1508 на фиг.15. Результатом является большая область замедленного потока, равномерного по направлению и значению скорости, например область 1704.

На фиг.18 показан пример поля 1800 течения с областью 1804 равномерности скоростей поля течения вокруг профиля 1402 (фиг.14) аэродинамической поверхности, обтекаемой при положительном угле атаки. Теперь область 1804 замедленного потока на нижней стороне сосредоточена вблизи передней кромки 1802. Аналогично полю 1500 течения на фиг.15, здесь отсутствует значительная область равномерного замедленного потока, которая подходила бы для расположения движителя 606.

На фиг.19 показан пример поля 1900 течения с областью 1904 равномерности скоростей поля течения вблизи конструктивного модификатора, такого как выпуклость 1604 на нижней стороне профиля 1902 аэродинамической поверхности при положительном угле атаки. На фиг.19 показан плоский профиль 1902, обтекаемый при положительном угле атаки и дополненный выпуклостью 1604 (фиг.16). Выпуклость 1604 позволяет получить большую область равномерных направлений и значений скорости, такую как область 1904, подходящую для размещения в ней движителя 606.

На фиг.20 показан пример поля 2000 течения с областью 2004 равномерности скоростей поля течения вблизи конструктивного модификатора, расположенного вблизи передней кромки 2002 крыла. На фиг.20 показан профиль 1502 (аналогичный изображенному на фиг.15), но дополненный выпуклостью 1604 вблизи передней кромки 2002 крыла. Аналогично варианту осуществления изобретения, показанному на фиг.17, в результате образуется область несколько замедленного равномерного потока, такая как область 2004.

Примеры осуществления изобретения, показанные на фиг.17, 19 и 20, являются примерами использования малых неровностей, таких как выпуклости (выпуклые формы), для адаптации области замедленного потока. Однако в других вариантах осуществления изобретения такие малые неровности могут иметь вогнутые формы, как показано на фиг.25.

На фиг.21 показан пример поля 2100 течения с уменьшением скорости у передней кромки. На фиг.21 показано, что симметричный профиль 2102 аэродинамической поверхности при нулевом угле атаки ускоряет воздушный поток над и под крылом 404 (фиг.4) и в целом не создает подъемной силы. Вблизи критической точки 2104 находится область с замедленным потоком.

На фиг.22 показан пример поля 2200 течения с уменьшением скорости у передней кромки при угле атаки примерно пять градусов. На фиг.22 показан профиль 2102 аэродинамической поверхности, обтекаемый при угле атаки примерно пять градусов и создающий подъемную силу. Воздушный поток на верхней поверхности профиля 2102 движется быстрее, чем в примере осуществления изобретения, показанном на фиг.14, а воздушный поток под профилем 2102 теперь имеет приблизительно скорость свободного потока 416 на большей части нижней стороны профиля. Небольшая область замедленного потока с равномерностью скоростей, такая как область 2202, существует за критической точкой 2104 на нижней поверхности профиля 2102. Для расположения движителя 606 желательна большая область такого потока.

На фиг.23 показан пример поля 2300 течения с уменьшением скорости для искривленного профиля 2302 крыла 404. На фиг.23 показан искривленный профиль 2302, создающий подъемную силу. Ниже искривленного профиля 2302 имеется большая область 2304 замедленного потока и малые области 2306 замедленного потока, подходящие для расположения движителя 606.

На фиг.24 показан пример поля 2400 течения с уменьшением скорости для профиля 2402 аэродинамической поверхности с увеличенной кривизной хвостовой части. Показанный на фиг.24 профиль 2402 с увеличенной кривизной хвостовой части рассчитан, в частности, на установку движителя 606 под крылом 404 примерно на 50% хорды. Это достигается путем значительного замедления потока с нижней стороны профиля 2402 с увеличенной кривизной хвостовой части вблизи задней кромки 2408 за счет увеличения кривизны хвостовой части и добавления расходящейся задней кромки. Более быстрый поток спереди от этой области создает вертикальную плоскость с постоянной скоростью, образующую одну область 2404 равномерных и уменьшенных скоростей, подходящую для расположения в ней движителя 606. Ближе к передней кромке 2410 образуется также вторая область 2406 равномерных и уменьшенных скоростей, но она может быть слишком малой для практически применяемого воздушного винта.

На фиг.25 показан пример поля 2500 течения с уменьшением скорости для профиля 2502 с увеличенной кривизной хвостовой части и конструктивным модификатором аэродинамической конструкции. В показанном на фиг.25 профиле на нижней стороне крыла 404 используется конструктивный модификатор 2504 в виде вогнутости, расположенной сразу за передней кромкой 2506 для создания большой области 2508 замедленного потока. Позади этой области 2508 имеется первое место 2510 для расположения движителя 606. Кроме того, для расположения движителя 606 также может использоваться второе место 2512, находящееся еще дальше от передней кромки на профиле 2502 с увеличенной кривизной хвостовой части.

На фиг.26 показан пример поля 2600 течения и расположение воздушного винта в области равномерности скоростей. В предыдущих вариантах осуществления изобретения различные профили аэродинамических поверхностей рассматривались в поле несжимаемого течения. Сжимаемость меняет форму и размер поля замедленного течения. Сопротивление, обусловленное сжимаемостью воздуха (волновое сопротивление), представляет собой энергию, теряемую на лопастях, достигающих высоких значений числа Маха (свыше ~0,7). Для одиночных воздушных винтов скорость крейсерского полета ограничивается по достижению окружной скоростью законцовок лопастей 414 числа Маха 1,0 из соображений повышенного шума и сопротивления. При приближении скорости летательного аппарата к числу Маха 1,0 скорость (частота) вращения воздушного винта должна быть уменьшена настолько, чтобы исключить вращение с окружной скоростью 1,0 М. Для уменьшения на лопастях 414 сопротивления, обусловленного сжимаемостью, целесообразно удлинять хорды лопастей и придавать им изогнутую назад форму, что увеличивает сопротивление трения и вес лопастей 414. Этот вес может быть уменьшен за счет меньших диаметров, но это увеличивает индуктивные и вихревые потери. При пониженной частоте вращения также увеличиваются вихревые потери, так как больше энергии уходит на закручивание потока. Для выпрямления потока и уменьшения вихревых потерь можно использовать выпрямление лопаток, крыльев и другие поверхностей. В отличие от этих мероприятий, настоящее изобретение позволяет уменьшить сопротивление, обусловленное сжимаемостью, за счет расположения движителя 606 в области поля течения с уменьшенной скоростью.

Эффекты сжимаемости оказывают влияние на скорости и давления, создаваемые аэродинамической поверхностью. В варианте осуществления изобретения, представленном на фиг.26 и содержащем профиль 2602 аэродинамической поверхности, для аппроксимации эффектов сжимаемости использовалось преобразование Кармана-Тзяна. Условным контуром на этом чертеже показан пример интеграции двигателя 2604 и движителя 606 таким образом, что движитель 606 расположен в области 2606 уменьшенной скорости поля течения.

На фиг.27 показан пример поля 2700 течения с расположением воздушного винта 606 в области равномерности скоростей в случае комбинации крыла и подкоса в одном примере осуществления изобретения. В показанном на фиг.27 варианте подкос 408 используется для управления областью замедленного потока под крылом 404. Профиль 2702 подкоса 408 создает отрицательную подъемную силу, что замедляет поток над подкосом 408. Использование подкоса 408 обеспечивает большее замедление потока, чем в случае одного лишь крыла 404. Лопасти 414 своими законцовками заходят ниже подкоса 408 или проходят чуть выше него.

На фиг.28 показан пример поля 2800 течения с расположением воздушного винта 606 в области равномерности скоростей в случае комбинации крыла и подкоса в одном примере осуществления изобретения. В этом примере осуществления изобретения лопасти 414 воздушного винта 606 проходят своими законцовками выше подкоса 408.

На фиг.29 показан пример поля 2900 течения с расположением воздушного винта 606 в области равномерности скоростей в случае комбинации крыла и подкоса в одном примере осуществления изобретения. Показанный на фиг.29 пример аналогичен примеру, показанному на фиг.18, но подкос 2902 используется для поддержки пилона 426 двигателя (фиг.4) и выпрямления отбрасываемого движителем 606 потока. В отличие от примера осуществления изобретения, показанного на фиг.20, подкос 2902 оказывает меньшее влияние на поле течения. Вихревые потери представляют собой энергию, которая теряется на закручивание потока вокруг оси 418 воздушного винта 606 (фиг.4) вместо того, чтобы ускорять поток непосредственно назад.

На фиг.30 показан пример поля 3000 течения с областью равномерности скоростей в случае комбинации крыла и подкоса в одном примере осуществления изобретения. В предыдущих вариантах осуществления изобретения не учитывается эффект ускорения потока на выходе из движителя 606, который также может влиять на форму аэродинамической конструкции 602 (крыло, подкосы или стойки, фюзеляж, гондола, пилон и т.д.) в целом. На фиг.30 показана структура, включающая профиль 3002 крыла и профиль 3004 подкоса и учитывающая эффект ускорения потока на выходе из движителя 606. Благодаря большому размеру лопастей 414 влияние ускорения потока на выходе из движителя 606 очень мало.

В рассмотренных выше вариантах осуществления изобретения показаны некоторые аэродинамические переменные, которые могут применяться для получения большой области поля течения с уменьшенной скоростью. Специалистам должно быть понятно, что для усиления этого эффекта или его точной настройки может использоваться подобное формообразование или профилирование других компонентов самолета. В качестве неограничивающего примера, для усиления базового эффекта от крыла 404 может использоваться соответствующее формообразование фюзеляжа, обтекателя ниши шасси, гондолы двигателя, внешних топливных баков, комбинации этих элементов и т.п.

Таким образом, настоящим изобретением достигается создание области поля течения с уменьшенной скоростью, обеспечивающее повышение эффективности движителя 606, расположенного и работающего в этой области поля течения.

В данном описании термины "компьютерный программный продукт", "машиночитаемая среда", "машиночитаемый носитель информации" и т.п. вообще могут использоваться в отношении таких сред, например, как память, запоминающие устройства или накопитель информации. Эти и другие формы машиночитаемых сред могут задействоваться в хранении одной или нескольких команд (инструкций), используемых процессорным модулем 614 для выполнения им заданных операций. Такие команды, вообще называемые "компьютерным программным кодом" или "программным кодом" (который может быть сгруппирован в форме компьютерных программ или других структур), при их выполнении обеспечивают выполнение в системе 600 методов планирования использования энергии.

В приведенном выше описании указывается на то, что элементы, узлы или признаки могут быть соединены между собой или присоединены один к другому. В контексте изобретения, если не оговорено иного, "соединенный" или "присоединенный" означает, что один элемент/узел/признак непосредственно или опосредованно связан - и необязательно механически - с другим элементом/узлом/признаком (или непосредственно или опосредованно сообщается с ним). Так, хотя на фиг.2-30 изображены примеры взаимного расположения элементов, в другом варианте осуществления изобретения могут присутствовать дополнительные промежуточные элементы, устройства, признаки или компоненты.

Употребляемые в данном описании термины и выражения, а также их разновидности должны толковаться как открытые, в противоположность закрытым или ограничивающим, если прямо не указано иного. В качестве примера вышеуказанного: термин "содержащий" или "включающий" должен читаться как "содержащий/включающий без ограничения" или аналогичным образом; термин "пример" употребляется в отношении иллюстративных примеров рассматриваемого предмета, но не указывает на исчерпывающий или ограниченный перечень таких примеров; такие прилагательные, как "обычный", "традиционный", "нормальный", "стандартный", "известный", и термины подобного значения не должны толковаться как ограничивающие описываемый предмет определенным периодом времени или предметом, существовавшим на определенное время, но должны толковаться как охватывающие обычные, традиционные, нормальные или стандартные технологии, которые могут существовать, быть известными в настоящее время или в любое время в будущем.

Аналогично, группа предметов, связанная союзом "и", не должна пониматься как требующая наличия в группе каждого из этих предметов, а такой союз следует толковать как "и/или", если не оговорено иного. Аналогично, группа предметов, связанная союзом "или", не должна пониматься как требующая взаимной исключительности среди предметов этой группы, а такой союз также следует толковать как "и/или", если не оговорено иного. Кроме того, даже если предметы, элементы или компоненты, рассматриваемые в настоящем описании, описаны или заявлены в единственном числе, в объем притязаний также входит их наличие во множественном числе, если только прямо не указано ограничение единственным числом. Наличие расширяющих слов и выражений, таких как "один или несколько", "по меньшей мере", "но без ограничения" или других подобных фраз в некоторых случаях не должно пониматься как предполагающее или обусловливающее более узкое толкование в случаях, где такие расширяющие выражения могут отсутствовать.

В контексте изобретения, если не оговорено иного, выражение "выполненный с возможностью" или "установленный с возможностью" означает способность или готовность характеризуемого таким образом объекта к применению или эксплуатации по конкретному назначению и к выполнению указанной или желаемой функции. В отношении систем и устройств выражение "выполненный с возможностью" или "установленный с возможностью" означает, что система и/или устройство является полностью работоспособной(-ым) и откалиброванной(-ым), содержит элементы, предназначенные при их приведении в действие для выполнения указанной функции и удовлетворяющие соответствующим эксплуатационным требованиям. В отношении систем и схем выражение "выполненный с возможностью" означает, что система и/или схема является полностью работоспособной и откалиброванной, содержит логические схемы, предназначенные при их приведении в действие для выполнения указанной функции и удовлетворяющие соответствующим эксплуатационным требованиям.

1. Способ уменьшения скорости в поле течения на входе в движитель летательного аппарата, характеризующийся тем, что:
- модифицируют аэродинамическую конструкцию, выполненную в виде крыла летательного аппарата, для создания под крылом области поля течения с уменьшенной скоростью; и
- располагают движитель в находящейся под крылом области поля течения с уменьшенной скоростью.

2. Способ по п. 1, характеризующийся тем, что дополнительно модифицируют по меньшей мере еще один вид аэродинамической конструкции летательного аппарата, выбранный из группы, состоящей из фюзеляжа, подкоса или стойки, концевого крылышка, руля высоты, руля направления, элерона и элевона.

3. Способ по п. 1, характеризующийся тем, что движитель включает в себя по меньшей мере один движитель, выбранный из группы, состоящей из воздушного винта, турбовентилятора, винтовентилятора и бестуннельного вентилятора.

4. Способ по п. 1, характеризующийся тем, что для управления областью поля течения с уменьшенной скоростью дополнительно изменяют состояние аэродинамической конструкции, выполняя по меньшей мере одно действие, выбранное из группы, состоящей из изменения формы аэродинамической конструкции, изменения положения закрылка или щитка и изменения положения аэродинамической конструкции.

5. Система для уменьшения скорости в поле течения на входе в движитель летательного аппарата, включающая в себя:
- аэродинамическую конструкцию, выполненную в виде крыла летательного аппарата,
- по меньшей мере один модификатор аэродинамической конструкции, выполненный подходящей формы для уменьшения скорости в области поля течения, находящейся под крылом и вблизи модификатора аэродинамической конструкции, с образованием области поля течения с уменьшенным отклонением скоростей, причем по меньшей мере один модификатор аэродинамической конструкции выбран из группы, состоящей из увеличенной толщины аэродинамической конструкции, дополнительной конструкции, выпуклости на аэродинамической конструкции, выемки в аэродинамической конструкции, удлинения аэродинамической конструкции, наращивания аэродинамической конструкции и уширения аэродинамической конструкции; и
- движитель, расположенный в находящейся под крылом области поля течения с уменьшенным отклонением скоростей.

6. Система по п. 5, в которой движитель включает в себя по меньшей мере один движитель, выбранный из группы, состоящей из воздушного винта, турбовентилятора, винтовентилятора и бестуннельного вентилятора.

7. Система по п. 5, в которой аэродинамическая конструкция связана с ее модификатором.

8. Система по п. 5, дополнительно включающая в себя по меньшей мере еще один вид аэродинамической конструкции летательного аппарата, выбранный из группы, состоящей из фюзеляжа, подкоса или стойки, концевого крылышка, руля высоты, руля направления, элерона и элевона.

9. Система по п. 5, в которой для управления областью поля течения с уменьшенным отклонением скоростей аэродинамическая конструкция выполнена с возможностью изменения первого физического свойства, включающего в себя по меньшей мере одно свойство, выбранное из группы, состоящей из формы аэродинамической конструкции, положения закрылка или щитка и положения аэродинамической конструкции.

10. Система по п. 5, в которой для управления областью поля течения с уменьшенным отклонением скоростей модификатор аэродинамической конструкции выполнен с возможностью изменения второго физического свойства, включающего в себя по меньшей мере одно свойство, выбранное из группы, состоящей из формы аэродинамической конструкции, положения закрылка или щитка и положения аэродинамической конструкции.

11. Способ создания системы для уменьшения скорости в поле течения на входе в движитель летательного аппарата, характеризующийся тем, что:
- обеспечивают аэродинамическую конструкцию, выполненную в виде крыла летательного аппарата,
- обеспечивают по меньшей мере один модификатор аэродинамической конструкции, выполненный подходящей формы для уменьшения скорости в области поля течения, находящейся под крылом и вблизи модификатора аэродинамической конструкции, для создания области поля течения с уменьшенной скоростью, причем по меньшей мере один модификатор аэродинамической конструкции выбирают из группы, состоящей из увеличенной толщины аэродинамической конструкции, дополнительной конструкции, выпуклости на аэродинамической конструкции, выемки в аэродинамической конструкции, удлинения аэродинамической конструкции, наращивания аэродинамической конструкции и уширения аэродинамической конструкции; и
- обеспечивают движитель, расположенный в находящейся под крылом области поля течения с уменьшенной скоростью.

12. Способ по п. 11, характеризующийся тем, что движитель включает в себя по меньшей мере один движитель, выбранный из группы, состоящей из воздушного винта, турбовентилятора, винтовентилятора и бестуннельного вентилятора.

13. Способ по п. 11, характеризующийся тем, что модификатор аэродинамической конструкции присоединяют к аэродинамической конструкции.

14. Способ по п. 11, характеризующийся тем, что дополнительно обеспечивают по меньшей мере еще один вид аэродинамической конструкции, выбранный из группы, состоящей из фюзеляжа, подкоса или стойки, концевого крылышка, руля высоты, руля направления, элерона и элевона.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к летающим лабораториям для летных испытаний и доводки газотурбинных двигателей летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиации. .

Группа изобретений относится к области летательных аппаратов. Крыло широкофюзеляжного летательного аппарата содержит каркас, обшивку, верхние и нижние аэродинамические поверхности, элементы отклонения воздушных потоков и турбореактивный/реактивный двигатель.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит верхние и нижние аэродинамические поверхности, сходящиеся под острым углом со стороны набегающего воздушного потока, ограниченные стенками полости, расположенные между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, реактивные двигатели, эжекторы, элементы отклонения стекающих воздушных потоков.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям несущих поверхностей летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит прикреплённый к фюзеляжу каркас, верхние и нижние аэродинамические поверхности, имеющие в стенках отверстия для входа воздуха в ограниченные стенками полости, сообщающиеся с полостями реактивные двигатели, элементы отклонения воздушных потоков.

Изобретение относится к области пилотируемых летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с кабиной управления, закрепленное сверху на фюзеляже треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель, установленный с возвышением над крылом, сопряженный с двигателем эжектор и шасси.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж, треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель с эжектором, установленный с возвышением над крылом, и шасси.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к судостроению и авиационной технике и может использоваться при создании активных крыльев судов и летательных аппаратов, создающих активную струйную тягу.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит прикрепленный к фюзеляжу каркас, обшивку, верхние и нижние аэродинамические поверхности, элементы отклонения воздушных потоков. Концевая часть крыла снабжена полым вращающимся на центральной оси диском, имеющим обод, выпуклую верхнюю и плоскую нижнюю аэродинамические поверхности. Держатель диска неподвижно прикреплен к каркасу и расположен вдоль по отношению к осевой линии фюзеляжа. Между концевой частью крыла и диском выполнена полукольцевая щель. Держатель выполнен в виде верхнего и нижнего ребер с площадкой для привода вращения диска. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы и устойчивости летательного аппарата при перемещении в воздушной среде. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх