BR102012032435A2

BR102012032435A2 - aerofólio, conjunto de hélice, motor de hélice contrarrotativa sem duto e método para fabricar um aerofólio

Info

Publication number: BR102012032435A2
Application number: BR102012032435A
Authority: BR
Inventors: Trevor Howard Wood
Original assignee: Gen Electric
Priority date: 2011-12-20
Filing date: 2012-12-19
Publication date: 2015-10-20
Also published as: JP6103911B2; EP2607231A3; CA2798211A1; EP2607231A2; CN103174465A; US9102397B2; CN103174465B; US20130156583A1; JP2013137020A

Abstract

aerofólio, conjunto de hélice, motor de hélice contrarrotativa sem duto e método para fabricar um aerofólio. um aerofóíio, um conjunto de hélice e um motor de hélice contrarrotativa sem duto que inclui fabricar pelo menos um aerofólio que inclui um lado de sucção e de pressão acoplados um ao outro em um bordo de ataque e um bordo de fuga e que se estende entre ambos. o aerofólio inclui uma pluralidade de seções de corda que tem um comprimento de corda. o aerofõlio que inclui um perfil de ponta que define uma inclinação decrescente que se estende do bordo de ataque na parte de ponta ao longo de pelo menos uma parte do comprimento de corda. o perfil de ponta é configurado para reduzir a pressão alta instável prôxima à parte de ponta do aerofólio.

Description

“AEROFÓLIO, CONJUNTO DE HÉLICE, MOTOR DE HÉLICE CONTRARROTATIVA SEM DUTO E MÉTODO PARA FABRICAR UM AEROFÓLIO” Declaração Relacionada A Pesquisa Ou Desenvolvimento Patrocinado Pelo Governo Federal Esta invenção foi feita com suporte do Governo sob DTFAWA-10-C-00046 concedido pela Administração de Aviação Federal do Departamento de Transporte dos Estados Unidos. O Governo tem determinados direitos a esta invenção.

Antecedentes As realizações apresentadas no presente documento referem-se geralmente a superfícies aerodinâmicas configuradas para redução de ruído, e mais especificamente à configuração de uma parte de ponta em uma superfície aerodinâmica, tal como um aerofólio, para redução de ruído.

Pelo menos algumas máquinas conhecidas que incluem superfícies aerodinâmicas tais como, mas não limitadas a, turbinas de vento, estruturas de avião, motores de avião, motores de turbinas a gás e motores de turbinas a vapor, que incluem uma pluralidade de aerofólios estacionários e/ou rotativos os quais são sujeitos à incidência de turbilhões e vórtices gerados a partir de um objeto a montante, tal como um eixo de lâmina a montante ou um fluxo de ar de entrada instável. Os vórtices e turbilhões gerados a montante são canalizados a jusante onde eles podem incidir sobre o bordo de ataque de aerofólios a jusante. Em um caso, a incidência de fluxo de turbilhão a partir do objeto a montante nos aerofólios a jusante se movendo um em relação ao outro é uma fonte dominante de ruído aerodinâmico e carga aeromecânica gerada em aplicações de turbomáquinas.

De particular interesse são motores contrarrotativos sem duto que foram desenvolvidos, tal como o motor GE 36, frequentemente chamado de motor de hélice sem duto (UDF) ou propfan. Em alguns motores contra rrotativos sem duto, o ruído pode ser gerado por turbilhão de aerofólio rotativo a montante em um bordo de ataque de um aerofólio contrarrotativo localizado a jusante. Em alguns outros casos conhecidos, o ruído pode ser gerado por um turbilhão de componente estator a montante em um bordo de ataque de um aerofólio rotator a jusante do componente. O ruído gerado por motores de avião pode ser restringido por regulamentos locais e internacionais, dessa forma criando uma necessidade por se balancear eficiência de combustível e emissões com poluição sonora. Uma fonte dominante de ruído aerodinâmico e carga aeromecânica gerada em aplicações de maquinário de turbina é a interação de turbilhões de eixo de lâmina a montante em eixos de lâmina a jusante ou palhetas se movendo uma em relação à outra. Como indicado previamente, exemplos incluem turbilhões de hélice e vórtices interagindo com lâminas de hélice contrarrotatívas a jusante, nos quais o ruído de rotor aberto pode ser gerado por interação de rotor avante-posterior. Além disso, é de interesse o ruído de maquinário de turbina de turbilhões de palheta de estator incidindo sobre as lâminas de rotor a jusante. O fluxo de turbilhão que incide sobre o bordo de ataque do aerofólio pode resultar em um aumento no ruído irradiado pelo maquinário de turbina, assim como um potencial aumento na carga aeromecânica no eixo de lâmina. Pelo menos alguns métodos conhecidos para reduzir o ruído gerado por estes fluxos de turbilhão instáveis que incidem sobre os aerofólios incluem aumentar a distância entre o objeto ou aerofólio a montante e o aerofólio a jusante. Esta distância maior mistura o fluxo de turbilhão e, assim, reduz a amplitude do fluxo de turbilhão forçando movimento instável do vórtice de ponta do aerofólio a jusante. Entretanto, aumentar a distância entre um objeto a montante, tal como outro aerofólio, e o aerofólio a jusante pode aumentar o tamanho, peso, e custo do motor, e dessa forma reduzir a eficiência e desempenho do motor.

Breve Descrição De acordo com uma realização exemplificativa, um aerofólio é descrito. O aerofólio compreende: uma parte base e uma parte de ponta, em que a parte de ponta é configurada como se estendendo radialmente para fora da parte base, um lado de sucção e um lado de pressão acoplados um ao outro a um bordo de ataque e um bordo de fuga espaçados no sentido da corda e a jusante do bordo de ataque; uma pluralidade de seções de corda que tem um comprimento de corda e que se estende em uma direção no sentido da corda entre o bordo de ataque e o bordo de fuga do aerofólio e espaçados ao longo de um comprimento do aerofólio em uma direção de envergadura entre a parte base e a parte de ponta, e um perfil de ponta que define uma inclinação decrescente que se estende do bordo de ataque na parte de ponta ao longo de pelo menos uma parte do comprimento de corda, em que o perfil de ponta é configurado para reduzir alta pressão instável próxima à parte de ponta do aerofólio.

De acordo com outra realização exemplificativa, um conjunto de hélice é descrito. O conjunto de hélice compreende: um disco, e uma pluralidade de lâminas de hélice acopladas ao disco, sendo que cada lâmina da pluralidade de lâminas de hélice compreende: uma parte de aerofólio que compreende um lado de sucção e um lado de pressão acoplados um ao outro em um bordo de ataque e um bordo de fuga espaçados no sentido da corda e a jusante do bordo de ataque; uma pluralidade de seções de corda que tem um comprimento de corda e que se estende em uma direção de corda entre o bordo de ataque e o bordo de fuga do aerofólio e espaçados ao longo de um comprimento do aerofólio em uma direção de envergadura entre a parte base e a parte de ponta; e um perfil de ponta que define uma inclinação decrescente que se estende do bordo de ataque na parte de ponta ao longo de pelo menos uma parte do comprimento de corda, em que o perfil de ponta é configurado para reduzir pressão alta instável próxima à parte de ponta do aerofólio.

De acordo com outra realização exemplificativa, um motor de hélice contrarroíativo sem duto é descrito. O motor de hélice contrarrotativo sem duto compreende: uma seção de hélice sem duto que inclui um primeiro eixo de lâmina e um segundo eixo de lâmina espaçado de modo axial posteriormente ao primeiro eixo de lâmina, o segundo eixo de lâmina que inclui uma pluralidade de aerofólios, sendo que cada aerofólio compreende: uma parte base e uma parte de ponta, em que a parte de ponta é configurada se estendendo radialmente para fora da parte base; um lado de sucção e um lado de pressão acoplados um ao outro em um bordo de ataque e um bordo de fuga espaçados no sentido da corda e a jusante do bordo de ataque; uma pluralidade de seções de corda que tem um comprimento de corda e que se estende em uma direção de acorda entre o bordo de ataque e o bordo de fuga do aerofólio e espaçados entre si ao longo de um comprimento do aerofólio em uma direção de envergadura entre a parte base e a parte de ponta; e um perfil de ponta que define uma inclinação decrescente que se estende do bordo de ataque na parte de ponta ao longo de pelo menos uma parte do comprimento de corda, em que o perfil de ponta é configurado para reduzir pressão alta instável próxima à parte de ponta do aerofólio.

De acordo com outra realização exemplificativa, um método para fabricar um aerofólio é descrito. O método para fabricar um aerofólio compreende: fabricar pelo menos um aerofólio que inclui um lado de sucção e um lado de pressão acoplados um ao outro a um bordo de ataque e um bordo de fuga espaçados no sentido da corda e a jusante do bordo de ataque; em que o aerofólio inclui uma pluralidade de seções de corda que tem um comprimento de corda e que se estende em uma direção de corda entre o bordo de ataque e o bordo de fuga do aerofólio e espaçado ao longo de um comprimento do aerofólio em uma direção de envergadura entre a parte base e a parte de ponta, sendo que a dita parte de ponta compreende: um perfil de ponta que define uma inclinação decrescente sem descontinuidade de inclinação que se estende do bordo de ataque na parte de ponta ao longo de uma parte do comprimento de corda, em que o perfil de ponta é configurado para reduzir pressão alta instável próxima à parte de ponta do aerofólio.

Figuras Os aspectos, características, e vantagens acima e outros da presente invenção se tornarão mais aparentes tendo em vista a descrição detalhada subsequente, quando considerada em conjunto com os desenhos anexos, nos quais: A Figura 1 é uma vista em perspectiva que mostra um avião que sustenta um motor que inclui aerofólios que tem um perfil de ponta de acordo com uma realização; A Figura 2 é uma vista lateral ampliada do motor mostrado na Figura 1; A Figura 3 é um corte transversal esquemático seguindo a linha 3-3 da Figura 2, que ilustra um motor de hélice contrarrotativo sem duto que inclui aerofólios que tem um perfil de ponta de acordo com uma realização; A Figura 4 é uma vista em perspectiva de um aerofólio do estado da técnica que mostra um perfil de ponta padrão; A Figura 5 é uma vista em perspectiva ampliada de uma parte do aerofólio do estado da técnica da Figura 4, que mostra o perfil de ponta padrão; A Figura 6 é uma vista em perspectiva de um aerofólio exemplificativo da Figura 2 que mostra um perfil de ponta de acordo com uma realização; A Figura 7 é uma vista em perspectiva ampliada do aerofólio exemplificativo da Figura 6 que mostra um perfil de ponta de acordo com uma realização; e A Figura 8 é uma vista em perspectiva ampliada do aerofólio da Figura 7, que mostra o perfil de ponta de acordo com uma realização.

Descrição Detalhada São fornecidos de forma geral aparelhos e métodos para fabricar um aerofólio tais como, mas não limitados a, para uso em um dispositivo que incorpora superfícies aerodinâmicas, e mais particularmente para uso em um dispositivo rotativo, tal como, mas não limitado a, um sistema de propulsão de rotor aberto. As realizações descritas aqui não são limitantes, mas somente exemplificativas. Deve-se entender que o aparelho exemplificativo e métodos para fabricar um aerofólio descritos no presente documento podem ser aplicados a qualquer tipo de aerofólio ou superfície aerodinâmica, tal como, mas não limitado a, lâminas de hélice, lâminas de rotor, lâminas de hélice em duto, lâminas de hélice sem duto, motor de turbina, turbinas de vento, sistemas de hipersustentação de asa de avião e/ou estruturas de avião. Mais especificamente, o aparelho exemplificativo e métodos para fabricar um aerofólio descritos no presente documento podem ser aplicados a qualquer aerofólio ou superfície aerodinâmica, que é sujeita à incidência de turbilhões e vórtices gerados a montante do aerofólio.

Embora as realizações descritas aqui sejam descritas em conexão com um sistema de propulsão de rotor aberto, também chamado no presente documento de motor de alta taxa de desvio de hélice frontal contrarrotativa sem duto, ou UDF, deve ser claro para os versados na técnica que, com modificação apropriada, o aparelho e métodos podem ser adaptados para qualquer dispositivo que inclui aerofólios que são sujeitos à incidência de turbilhões e vórtices gerados a montante do aerofólio e para os quais ruído de vórtice de ponta relacionado a autointeração e interação com rajada de vento são de interesse.

Referindo-se agora à Figura 1, é mostrado um avião 10 que sustenta um conjunto de motor 12 de acordo com uma realização. O avião 10 é mostrado como tendo um par de asas de envergadura flechada 14 e 16.

Montada na asa 14 está o conjunto de motor 12, e mais particularmente em uma realização, um conjunto de motor de alta taxa de desvio de hélice frontal contrarrotativa sem duto, também chamado no presente documento de sistema de propulsão de rotor aberto. A configuração de suporte mostrada não deve ser considerada limitante e configurações de suporte adicionais são antecipadas (por exemplo, configurações de impulsor e configurações de puxador) e que o perfil de ponta descrito não é limitado pela arquitetura de motor. A Figura 2 mostra uma vista lateral ampliada do conjunto de motor 12 da Figura 1. A Figura 3 ilustra uma vista seccional feita pela linha 3-3 do conjunto de motor 12 da Figura 2 de acordo com uma realização em que partes são referenciadas de forma idêntica. O conjunto de motor 12 inclui um eixo geométrico de linha central longitudinal 18 que se estende ao longo do conjunto de motor 12 da dianteira para a traseira (da esquerda para direita nas Figuras 2 e 3). O fluxo através do motor exemplificativo ilustrado geralmente vai da dianteira para a traseira. A direção paralela ao eixo geométrico de linha central 18 em direção à dianteira do motor e para longe da parte posterior do motor será chamada no presente documento de direção “a montante” 20, enquanto a direção oposta paralela ao eixo geométrico de linha central 18 será chamada no presente documento de direção “a jusante” 22. O conjunto de motor 12 tem uma armação externa ou um revestimento externo 24 disposto coaxialmente ao redor do eixo geométrico de linha central 18. O revestimento externo é convencionalmente chamado de nacela. O conjunto de motor 12 também inclui um gerador de gás chamado de motor de núcleo 26. Tal motor de núcleo inclui um compressor 28, um combustor 30 e uma turbina de alta pressão 32, de um único estágio ou de múltiplos estágios.

Na parte frontal do motor 12, proporciona-se uma seção de hélice frontal 44. A seção de hélice 44 inclui um primeiro eixo de lâminas de hélice 46 conectado a uma ponta frontal de uma haste contrarrotativa interna 48 que se estende entre a turbina de potência 38 e a seção de hélice 44. A seção de hélice frontal 44 inclui um segundo eixo de lâmina de hélice 50 conectado à ponta frontal de uma haste de condução externa 52 também conectada entre a turbina de potência 38 e a seção de hélice 44. Cada um dentre o primeiro e o segundo eixos de lâmina de hélice 46 e 50 compreende uma pluralidade de aerofólios espaçados circunferencialmente 54, ou lâminas de hélice. Os eixos de lâmina de hélice 46 e 50 são contrarrotativas o que fornece uma maior eficiência propulsora. Deve-se verificar que o eixo de lâmina contrarrotativo 50 serve para remover a espiral na componente circunferencial de ar transmitida pelo eixo de lâmina de hélice contrarrotativa 46.

Uma característica importante do modelo de motor é o posicionamento e modelo dos eixos de lâmina de hélice 46 e 50. Inicialmente, para reduzir o ruído resultante dos eixos de lâmina de hélice 46 e 50, deve-se proporcionar espaçamento suficiente entre os eixos de lâmina de hélice. Como descrito abaixo, os aerofólios 54 no eixo de lâmina 50 são configurados adicionalmente para incluir um perfil de ponta, como descrito aqui, para minimizar ruído de vórtice de ponta relacionado a autointeração e interação com rajada de vento. Os aerofólios 54 no eixo de lâmina 46 também podem ser configurados para incluir um perfil de ponta como descrito no presente documento, e deve-se entender que descrições daqui em diante para o novo perfil de ponta descrito nesta invenção aplicado ao eixo de lâmina a jusante são potencialmente aplicáveis do mesmo modo ao eixo de lâmina a montante. A Figura 4 é uma vista em perspectiva de uma realização do eixo de lâmina de hélice do estado da técnica 60, geralmente semelhante a um eixo de lâmina que pode ser usado em um conjunto de motor, geralmente semelhante ao conjunto de motor 12 das Figuras 1 a 3. A Figura 5 é uma vista ampliada de uma parte da lâmina de hélice 60 da técnica anterior, como indicado. Na realização ilustrada, a lâmina de hélice 60 inclui uma parte de aerofólio 62, uma parte de ponta 64, e uma parte base 66. Alternativamente, a parte de aerofólio 62 pode ser usada com, mas não limitada a, lâminas de rotor, e/ou lâminas de turbina. Como ilustrado, a parte de ponta 64 da lâmina de hélice 60 é configurada como uma linha inclinada constante, substancialmente reta 68 definida pela média circunferencial de ângulo de contração de linha aerodinâmica em condições de operação de subida máxima ou em cruzeiro (isto é, velocidade em alta altitude, número de Mach -0,7 a 0,8). Na decolagem e pouso, o ângulo de contração é muito maior, fazendo um vórtice de ponta influenciar signifícativamente tanto a pressão de superfície de lâmina instável quanto a estável em um lado de sucção 70 da parte de aerofólio 62. Isso cria uma fonte de som local forte que afeta de modo adverso o ruído comunitário. Essa fonte de ruído de interação instável que contribuí com o ruído comunitário pode ser dominada pelos vórtices de ponta de rotor aberto, sua sensibilidade para fluir instabilidade e sua proximidade às superfícies de lâminas próximas.

Referindo-se agora às Figuras 6 a 8, ilustra-se uma lâmina de hélice exemplificativa para ruído comunitário reduzido de acordo com uma realização. Em especial, a Figura 6 é uma vista em perspectiva de uma realização de uma superfície aerodinâmica, e especialmente a lâmina de hélice que incorpora um aerofólio que inclui o perfil de ponta como descrito no presente documento. A Figura 7 é uma vista em perspectiva ampliada do aerofólio da Figura 6 em que partes iguais são identicamente referenciadas. A Figura 8 é uma vista ampliada de uma parte do aerofólio, como indicado em que partes iguais são identicamente referenciadas. Em especial, é ilustrada uma lâmina de hélice 70, geralmente semelhante à lâmina de hélice 50 das Figuras 2 e 3 que pode ser usada em um conjunto de motor, geralmente semelhante ao conjunto de motor 12 das Figuras 1 a 3. Em uma realização preferencial, a lâmina de hélice 70 pode residir em um eixo de lâmina posicionado atrás, um eixo de lâmina posicionado na frente, ou em ambos os eixos de lâmina posicionados atrás e na frente, similar aos eixos de lâmina 46 e 50 das Figuras 2 e 3. Em uma realização, a lâmina de hélice 70 inclui um aerofólio 72, uma plataforma 74, e uma parte base 76. Alternativamente, o aerofólio 72 pode ser usado com, mas não limitado a, lâminas de rotor, e/ou lâminas de turbina. Em uma realização, a parte base 76 inclui uma cauda de andorinha integrada 78 que permite que o aerofólio 72 seja montado em um disco, tal como um disco de rotor de lâmina. O aerofólio 72 inclui uma primeira parte lateral modelada 80 e uma segunda parte lateral modelada 82. Especificamente, em uma realização, a primeira parte lateral modulada 80 define um lado de sucção 81 do aerofólio 72, e a segunda parte lateral modelada 82 define um lado de pressão 83 do aerofólio 72. As partes laterais 80 e 82 são acopladas uma à outra em um bordo de ataque 84 e a um bordo de fuga espaçado axialmente 86. O bordo de fuga 86 é espaçado no sentido da corda e a jusante do bordo de ataque 84. O aerofólio 72 inclui uma espessura medida entre o lado de pressão 83 e o lado de sucção 81 que se estende do bordo de ataque 84 ao bordo de fuga 86, no qual a espessura varia em uma direção de envergadura. O lado de pressão 83 e o lado de sucção 81, e especificamente a primeira parte lateral modelada 80 e a segunda parte lateral modelada 82, respectivamente, se estendem cada uma longitudinalmente, ou radialmente para fora, da parte base 76 para uma parte de ponta 88. Alternativamente, o aerofólio 72 pode ter qualquer forma convencional, com ou sem a cauda de andorinha 78 ou parte de plataforma 74. Por exemplo, o aerofólio 72 pode ser formado integralmente por um disco de rotor em uma configuração tipo disco laminado que não inclui a cauda de andorinha 78 e a parte de plataforma 74.

Em uma realização, o aerofólio 72 inclui uma ponta 98 que define um perfil de ponta 100 em uma parte de ponta 88. O perfil de ponta 100 é definido por um ângulo radial aumentado 94 em uma parte frontal do aerofólio 72, próximo à borda de ataque 84. O ângulo radial aumentado 94 altera o desenvolvimento de camada de corte alimentando um vórtice de ponta criado na parte de ponta 88 e reduz a magnitude da pressão instável em uma superfície do lado de sucção 81 próximo à parte de ponta 88.

Os perfis de ponta de rotor posterior conhecidos podem ser definidos em relação a um ângulo de contração de linha aerodinâmica em cruzeiro ou subida máxima, isto é, velocidade em alta altitude. Na decolagem, com um baixo número Mach de voo, o ângulo de contração de linha aerodinâmica é maior. Isso faz com que o vórtice de ponta influencie significativamente a pressão de superfície (estável/ínstável) no lado de sucção da parte de ponta e crie uma fonte de ruído forte e localizada. O novo perfil de ponta 100 descrito aqui para um aerofólio, tal como um aerofólio 72, permite uma redução substancial em ruído associado à interação de rajada/vórtice de ponta posterior enquanto limita o impacto aerodinâmico para ser efetivamente neutro em eficácia aerodinâmica de hélice.

Como ilustrado na Figura 6, o perfil de ponta 100 é definido pela ponta 98 em que uma curva que tem uma inclinação decrescente define o perfil de ponta. Especificamente, uma primeira parte 102 do perfil de ponta 100 é localizada próxima ao bordo de ataque que se estende geralmente no sentido da corda ao longo de pelo menos uma parte de um comprimento de corda 94 e que define uma primeira inclinação 104. Uma segunda parte 106 do perfil de ponta 100 é localizada adjacente à primeira parte 102 que se estende geralmente no sentido da corda entre a primeira parte 102 para o bordo de fuga 86 do aerofólio 72 e que define uma segunda inclinação 108. O perfil de ponta 100 é configurado em que a primeira inclinação 104 é maior que a segunda inclinação 108, definindo, dessa forma, um perfil de ponta de inclinação decrescente 100. Em uma realização, a primeira parte 102 e a segunda parte 106 são definidas como sem descontinuidade de inclinação para formar um perfil de curva suave. Em uma realização, a primeira parte 102 do perfil de ponta que tem a primeira inclinação 104 se estende geralmente no sentido da corda do bordo de ataque 84 em aproximadamente 25% do comprimento da corda 94. Assim, a segunda parte 106 do perfil de ponta que tem a segunda inclinação 108 se estende geralmente no sentido da corda da primeira parte 102 para o bordo de fuga 86, sendo dessa forma aproximadamente 75% do comprimento de corda 94 restante. Em uma realização alternativa, a primeira parte 102 do perfil de ponta que tem a primeira inclinação 104 pode se estender por menos de 25% do comprimento de corda 94 do bordo de ataque 84, e dessa forma a segunda parte 106 do perfil de ponta que tem a segunda inclinação 108 pode se estender por mais de 75% do comprimento de corda 94 da primeira parte 102 para o bordo de fuga 86. Em ainda outra realização alternativa, a primeira parte 102 do perfil de ponta que tem a primeira inclinação 104 pode se estender por mais de 25% do comprimento de corda 94 do bordo de ataque 84, e dessa forma a segunda parte 106 do perfil de ponta que tem a segunda inclinação 108 pode se estender por menos que 75% do comprimento de corda 94 da primeira parte 102 para o bordo de fuga 86. As configurações mostradas não devem ser consideradas como limitadoras e as configurações de inclinação adicionais em que uma pluralidade de inclinações sem descontinuidade de inclinação definem uma inclinação decrescente são antecipadas por esta invenção. Determinação e otimização da mudança na inclinação são dependentes da aplicação de motor e modelo de hélice, e são afetadas por diferenças entre condições de modelo (por exemplo, cruzeiro) e decolagem de voo, especificamente, as mudanças em propulsão, velocidade de voo e taxa de rotação de hélice, isto é, taxa de avanço de hélice. A localização em corda da mudança em inclinação é afetada pelo modelo de lâmina (por exemplo, curvada), carga aerodinâmica média, etc., e os efeitos que esses possuem na intensidade e distribuição da vorticidade da ponta. A implantação detalhada e otimização deste novo perfil de ponta para reduzir ruído enquanto simultaneamente minimiza penalidade em desempenho aerodinâmico é acompanhada usando simulações computacionais detalhadas do fluxo aerodinâmico e pressão de superfície instável de lâmina resultando de sua interação instável com uma perturbação instável a montante. O perfil de ponta 100 reduz o ruído de rotor aberto e carga aeromecânica de turbilhões incidentes e vórtices em um aerofólio de lâmina de hélice posicionado posteriormente, tal como o aerofólio 72. Especificamente, o perfil de ponta 100 fornece uma redução na resposta instável de lâmina ao seu próprio turbilhão pulsando e oscilando sob a ação de perturbações de fluxo incidentes a montante. Como declarado anteriormente, é de interesse em especial uma redução no ruído de tom de hélice emanando de sistemas de propulsão de hélice sem duto (ou rotor aberto). O novo perfil de ponta permite uma redução no ruído de rotor aberto e pode fornecer uma alternativa efetiva a outras tecnologias/modelos que necessitam de um compromisso de desempenho indesejável. É descrito adicionalmente um método para fabricar um aerofólio. O método inclui fabricar pelo menos um aerofólio que inclui uma parte base, uma parte de ponta, um lado de sucção e um lado de pressão acoplados um ao outro em um bordo de ataque e um bordo de fuga espaçados em corda e a jusante do bordo de ataque. O aerofólio inclui uma pluralidade de seções de corda que tem um comprimento de corda e que se estende em uma direção de corda entre o bordo de ataque e o bordo de fuga do aerofólio e espaçados ao longo de um comprimento do aerofólio em uma direção de envergadura entre a parte base e a parte de ponta. A parte de ponta compreende: um perfil de ponta que define uma inclinação decrescente sem descontinuidade de inclinação que se estende do bordo de ataque na parte de ponta ao longo de pelo menos uma parte do comprimento de corda, em que o perfil de ponta é configurado para reduzir pressão alta instável próxima à parte de ponta do aerofólio.

Uma parte de ponta do aerofólio configurada dessa maneira lida com a resposta aerodinâmica e aeroacústica instável de uma lâmina a uma perturbação de fluxo entrante instável relativa. Especificamente, a parte de ponta do aerofólio configurada como descrito no presente documento facilita uma redução em resposta de aerofólio instável do fluxo de turbilhão que incide sobre a ponta do aerofólio de tal forma que o ruído e carga aeromecânica sejam reduzidos facilmente. A redução no ruído resultante de um vórtice de ponta oscilando em resposta a uma rajada a montante e dessa forma gerando altas flutuações de pressão instável na parte de ponta do aerofólio podem facilitar melhorias de desempenho de sistema de motor tais como reduzir a distância axial necessária entre os aerofólios e componentes a montante. Como resultado, a eficiência e desempenho do motor são melhorados mais facilmente em comparação a motores usando aerofólios padrão sem um perfil de ponta definido em uma parte de ponta de pelo menos um aerofólio. Além disso, a redução no ruído irradiado e carga aeromecânica são alcançados sem um aumento em peso de lâmina ou palheta, sem diminuir substancialmente desempenho aerodinâmico, e sem qualquer outro impacto no sistema de motor em geral (comprimento, peso, estrutura, etc.). Em uma realização, o modelo de perfil de ponta descrito no presente documento pode permitir uma mudança em modelo de motor que, ao contrário, de alguma forma aumentaria o ruído (por exemplo, distância de separação axial de hélices reduzida, diâmetro de hélice reduzido, velocidade de ponta de hélice aumentada, etc.), mas permite manutenção de níveis de ruído alvo enquanto aumenta desempenho geral de sistema.

Realizações exemplificativas de aerofólios que incluem lâminas de hélice são descritas acima em detalhes. Os aerofólios não são limitados às realizações específicas descritas no presente documento, mas antes, podem ser aplicadas a qualquer tipo de aerofólio que seja sujeito a turbilhões incidentes, vórtices, e turbulência de um objeto a montante, tal como uma lâmina de hélice, estator, estrutura de avião, ou fluxo de fluido instável. Os aerofólios descritos no presente documento podem ser usados em combinação com outros componentes de sistema de lâmina com outros motores.

Embora a invenção tenha sido ilustrada e descrita em realizações típicas, não deve ser limitada aos detalhes mostrados, uma vez que várias modificações e substituições podem ser feitas sem se afastar de qualquer forma do escopo da presente invenção. Logo, modificações adicionais e equivalentes da invenção descrita no presente documento podem ocorrer a pessoas versadas na técnica usando não mais que experimentação de rotina, e tais modificações e equivalentes devem ser consideradas como estando dentro do escopo e espírito da invenção como definido pelas reivindicações subsequentes.

Reivindicações

Claims

1. AEROFÓLIO (62), que compreende: uma parte base (76) e uma parte de ponta (88), em que a parte de ponta (88) é configurada como que se estende radialmente para fora da parte base (76); um lado de sucção (83) e um lado de pressão (81) acoplados um ao outro em um bordo de ataque (84) e um bordo de fuga (86) espaçados no sentido da corda e a jusante do bordo de ataque (84); uma pluralidade de seções de corda (96) que tem um comprimento de corda (94) e que se estende em uma direção de corda entre o bordo de ataque (84) e o bordo de fuga (86) do aerofólio (62) e espaçados ao longo de um comprimento do aerofólio (62) em uma direção de envergadura entre a parte base (76) e a parte de ponta (88); e um perfil de ponta (100) que define uma inclinação decrescente que se estende do bordo de ataque (84) na parte de ponta (88) ao longo de pelo menos uma parte do comprimento de corda (94); em que o perfil de ponta (100) é configurado para reduzir pressão alta instável próxima à parte de ponta (100) do aerofólio (62).

2. AEROFÓLIO, de acordo com a reivindicação 1, que inclui adícionalmente um perfil de ponta (100) que define uma primeira parte (102) que tem uma primeira inclinação decrescente (104) que se estende do bordo de ataque (84) na parte de ponta (88) ao longo de pelo menos uma parte do comprimento de corda (94) e pelo menos uma parte adicional (106) que tem uma inclinação decrescente (108) que se estende da primeira parte (102) para o bordo de fuga (86) ao longo de pelo menos uma parte do comprimento de corda (94), em que a primeira inclinação decrescente (104) é maior que a inclinação decrescente (108) da pelo menos uma parte adicional (106).

3. AEROFÓLIO, de acordo com a reivindicação 2, em que a primeira parte (102) que tem uma primeira inclinação decrescente (104) se estende da parte de ponta (88) no bordo de ataque (84) em uma direção de corda de pelo menos 25% do comprimento da corda (94) do aerofólio (62).

4. AEROFÓLIO, de acordo com a reivindicação 2, em que a primeira parte (102) que tem uma primeira inclinação decrescente (104) se estende da parte de ponta (88) no bordo de ataque (84) em uma direção de corda menor que 25% do comprimento da corda (94) do aerofólio (62).

5. AEROFÓLIO, de acordo com a reivindicação 2, que inclui adicionalmente um perfil de ponta (100) que define uma primeira parte (102) que tem uma primeira inclinação decrescente (104) que se estende do bordo de ataque (84) na parte de ponta (88) ao longo de pelo menos uma parte do comprimento de corda (94) e uma segunda parte (106) que tem uma segunda inclinação decrescente (108) que se estende da primeira parte (102) para o bordo de fuga (86) ao longo de pelo menos uma parte do comprimento de corda (94), em que a primeira inclinação decrescente (104) é maior que a segunda inclinação decrescente (108).

6. AEROFÓLIO, de acordo com a reivindicação 1, em que o aerofólio (62) é um dentre uma lâmina de hélice em duto ou sem duto, lâmina de rotor, lâmina de turbina de vento, ou uma superfície aerodinâmica de avião.

7. CONJUNTO DE HÉLICE, que compreende: um disco (44); e uma pluralidade de lâminas de hélice (46, 50) acopladas ao disco (44), cada lâmina dentre a pluralidade de lâminas de hélice (46, 50) que compreende: um aerofólio (72) que compreende uma parte base (76), uma parte de ponta (88), um lado de sucção (83) e um lado de pressão (81) acoplados um ao outro em um bordo de ataque (84) e em um bordo de fuga (86) espaçados no sentido da corda e a jusante do bordo de ataque (84); uma pluralidade de seções de corda (96) que tem um comprimento de corda (4) e que se estende em uma direção de corda entre o bordo de ataque (84) e o bordo de fuga (86) do aerofólio (72) e espaçados ao longo de um comprimento do aerofólio (72) em uma direção de envergadura entre a parte base (76) e a parte de ponta (88); e um perfil de ponta (100) que define uma inclinação decrescente (104) que se estende do bordo de ataque (84) na parte de ponta (88) ao longo de pelo menos uma parte do comprimento de corda (94); em que o perfil de ponta (100) é configurado para reduzir pressão alta instável próxima à parte de ponta (99) do aerofólio (72).

8. CONJUNTO DE HÉLICE, de acordo com a reivindicação 7, em que o aerofólio (72) é configurado para facilitar uma redução no ruído associado à interação de vórtice de ponta/rajada.

9. MOTOR DE HÉLICE CONTRARROTATIVA SEM DUTO, que compreende: uma seção de hélice sem duto (44) que inclui um primeiro eixo de lâmina de hélice (46) e um segundo eixo de lâmina de hélice (50) separado de modo axial posteriormente ao primeiro eixo de lâmina de hélice (46), o segundo eixo de lâmina de hélice (50) que inclui uma pluralidade de aerofólios (72), sendo que cada aerofólio compreende: uma parte base (76) e uma parte de ponta (88), em que a parte de ponta (88) é configurada se estendendo radialmente para fora da parte base (76); um lado de sucção (83) e um lado de pressão (81) acoplados um ao outro em um bordo de ataque (84) e um bordo de fuga (86) espaçados no sentido da corda e a jusante ao bordo de ataque (84); uma pluralidade de seções de corda (96) que tem um comprimento de corda (94) e que se estende em uma direção de corda entre o bordo de ataque (84) e o bordo de fuga (86) do aerofólio (72) e espaçados ao longo de um comprimento do aerofólio (72) em uma direção de envergadura entre a parte base (76) e a parte de ponta (88); e um perfil de ponta (100) que define uma inclinação decrescente (104) que se estende do bordo de ataque (84) na parte de ponta (100) ao longo de pelo menos uma parte do comprimento de corda (94); em que o perfil de ponta (100) é configurado para reduzir pressão alta instável próxima à parte de ponta (100) do aerofólio (72).

10. MÉTODO PARA FABRICAR UM AEROFÓLIO, sendo que o método que compreende: fabricar pelo menos um aerofólio (72) que inclui uma parte base (76), uma parte de ponta (88), um lado de sucção (83) e um lado de pressão (81) acoplados um ao outro em um bordo de ataque (84) e um bordo de fuga (86) espaçados no sentido da corda e a jusante do bordo de ataque (84); em que o aerofólio (72) inclui uma pluralidade de seções de corda (96) que tem um comprimento de corda (94) e que se estende em uma direção de corda entre o bordo de ataque (84) e o bordo de fuga (86) do aerofólio (72) e espaçados ao longo de um comprimento do aerofólio (72) em uma direção de envergadura entre a parte base (76) e a parte de ponta (88), sendo que a parte de ponta (88) compreende: um perfil de ponta (100) que define uma inclinação decrescente (104) que se estende do bordo de ataque (84) na parte de ponta (88) ao longo de pelo menos uma parte do comprimento de corda (94); em que o perfil de ponta (100) é configurado para reduzir pressão alta instável próxima à parte de ponta (100) do aerofólio (72).