BR112020011734A2 - aerofólio transônico, asa e aeronave - Google Patents

Abstract

[Resumo] [Objeto] Para fornecer um aerofólio transônico capaz de reduzir o arrasto de pressão mais do que antes, uma asa tendo tal aerofólio, e uma aeronave incluindo tal asa. [Meios de resolução] Um aerofólio 11 tem um formato no qual um coeficiente de pressão Cp de uma pressão estática em uma direção de corda de uma borda de ataque 12 do aerofólio 11 é -0,04 ou menos em z/c = 0,015 (onde z representa uma coordenada em uma direção perpendicular a uma direção de fluxo de ar dentro de um plano que forma um aerofólio, com uma borda de ataque sendo como uma referência (uma direção de superfície de asa superior é positiva, e uma direção de superfície de asa inferior é negativa), e c representa um comprimento de corda). Assim, uma distribuição de pressão tem uma elevação acentuada, o que pode diminuir o arrasto de pressão.

Description

AEROFÓLIO TRANSÔNICO, ASA E AERONAVE CAMPO TÉCNICO

[001] A presente invenção se refere a um aerofólio transônico de uma asa principal de, por exemplo, um avião comercial transônico, uma asa tendo o aerofólio e uma aeronave incluindo a asa como asa principal.

ANTECEDENTES TÉCNICOS

[002] O arrasto que atua em uma aeronave pode ser classificado em dois de arrasto de pressão e arrasto de atrito.

[003] Destes, o arrasto de pressão é a força que puxa um objeto para trás, separando o ar ao redor do objeto, criando vórtices para trás e reduzindo a pressão. O arrasto de pressão é um tipo de arrasto de perfil que varia dependendo apenas do formato de um objeto.

[004] Em um avião comercial transônico, aproximadamente 80% do arrasto de pressão ocorre por uma asa principal e, assim, uma redução no arrasto de pressão da asa principal desempenha um papel significativo na redução de todo o arrasto do avião comercial.

[005] A asa principal transônica dos aviões comerciais que é atualmente operada tem um ângulo de enflechamento positivo para atrasar a influência da compressibilidade do ar gerado nas asas, ou seja, os danos causados por uma onda de choque. Além disso, aerofólios transônicos tais como um aerofólio de pico, um aerofólio de carregamento traseiro e um aerofólio supercrítico, em que o formato de uma seção transversal de uma asa, isto é, um aerofólio, tem uma superfície plana superior da asa e está configurado para suprimir a aceleração, são empregados para conceber a geração de uma onda de choque suave.

[006] O aerofólio de pico, que é um aerofólio transônico representativo, é um aerofólio transônico, mas não causa ondas de choque. Enquanto isso, o aerofólio supercrítico causa uma onda de choque, mas a onda de choque é muito fraca (ver Literaturas Não-Patentes 1 a 8 e Literaturas de patentes 1 a 4).

LISTA DE CITAÇÕES LITERATURA PATENTÁRIA

[007] Literatura Patentária 1: Patente EUA N°. 4413796.

[008] Literatura Patentária 2: Pedido de Patente Aberta da Europa N°. 0111785A1.

[009] Literatura Patentária 3: Patente EUA N°. 4240597.

[0010] Literatura Patentária 4: Patente EUA N°. 4655412.

[0011] Literatura Patentária 5: Patente Japonesa N°. 5747343. LITERATURA NÃO-PATENTÁRIA

[0012] Literatura Não-Patentária 1: Yuhara, T. (JAXA) "Um Estudo da Curvatura de Linha de Fluxo e Sua Aplicação ao Projeto de Aerofólios" APISAT, 2016 (submetido à Transação do JSASS sob revisão).

[0013] Literatura Não-Patentária 2: Barger, RL e Brooks, CW (NASA) "Um Método de Curvatura de Linha de Fluxo para Projetos de Aerofólios Supercríticos" NASA TN D-7770, 1974.

[0014] Literatura Não-Patentária 3: PH Cook, MA McDonald, MCP Firmin "Aerofólio RAE 2822 - Distribuições de Pressão e Camada Limite e Medições de Esteira" AGARD AR-138, 1979.

[0015] Literatura Não-Patentária 4: Natalie R. et al. "Projeto Conceitual de uma Aeronave Comercial de 150 Passageiros Responsável pelo Meio Ambiente" AIAA 2010-1392.

[0016] Literatura Não-Patentária 5: Wikipedia "Aerofólio NACA".

[0017] Literatura Não-Patentária 6: Zhoujie Lyu, et al. "Investigações de Otimização de Formato Aerodinâmico do Modelo de Pesquisa de Asa Padrão Comum" AIAA Jornal, vol. 53, n°. 4 (2015), págs. 968-985.

[0018] Literatura Não-Patentária 7: Kimura, T. (Universidade Gakushuin), "Projeto de fluxo laminar natural para a asa principal de avião transônico com espessura limitada de asa" [Traduzido do japonês.], Pesquisa de graduação,

2016.

[0019] Literatura Não-Patentária 8: Kamiya, N. "Uma visão para o estudo de asa transônica" [Traduzido do Japonês.], a Sociedade Japonesa de Ciências Espaciais e Aeronáutica, Jornal 27 (1979), 627-637.

[0020] Literatura Não-Patentária 9: Nomura, T. "Projeto Conceitual de Futuras Aeronaves de Passageiros Destinadas a Reduzir o Consumo de Combustível", JAXA-RR-13-007, 2013.

DIVULGAÇÃO DA INVENÇÃO PROBLEMA TÉCNICO

[0021] No entanto, para melhorar a sustentabilidade do meio ambiente e dos recursos no transporte aéreo, que se prevê continuar se expandindo, é necessário reduzir ainda mais o arrasto aerodinâmico.

[0022] Para um meio de tal redução, os inventores da presente invenção estão examinando a tecnologia na qual a tecnologia de projetar uma asa de fluxo laminar natural para reduzir o arrasto de atrito é aplicada a um projeto conceitual de uma aeronave transônica (ver a Literatura de Patente 5 e similares). No processo de examinação, os inventores da presente invenção descobriram um aerofólio que reduz significativamente o arrasto de pressão (Literatura Não-Patentária 7).

[0023] Assim, é um objetivo da presente invenção prover um aerofólio transônico capaz de reduzir um arrasto de pressão mais do que antes, uma asa tendo tal aerofólio, e uma aeronave incluindo tal asa.

SOLUÇÃO PARA O PROBLEMA

[0024] Os seguintes fatos são conhecidos: o empuxo ocorre se a borda de ataque de uma asa for torcida para baixo; e uma distribuição de curvatura que forma um aerofólio tem alta sensibilidade em relação a uma distribuição de pressão.

[0025] No entanto, o formato da borda de ataque do aerofólio e sua mudança na direção da corda, que são pontos para reduzir o arrasto de pressão do aerofólio transônico, não são esclarecidos. Os inventores da presente invenção foram empenhados ao examinar para esclarecer esses pontos e então resolver os problemas acima.

[0026] Em outras palavras, um aerofólio transônico de acordo com uma modalidade da presente invenção tem um formato em que um coeficiente de pressão Cp de uma pressão estática em uma direção de corda de um bordo de ataque é -0,04 ou menor a z/c = 0,015, em que z representa uma coordenada em uma direção perpendicular a uma direção de fluxo de ar dentro de um plano que forma um aerofólio, com o bordo de ataque como referência (uma direção de superfície superior da asa é positiva e uma direção de superfície inferior da asa é negativa), e c representa um comprimento de corda.

[0027] O aerofólio transônico pode ainda ter um formato em que o coeficiente de pressão Cp da pressão estática na direção de corda do bordo de ataque é de -0,07 ou menor a z/c = 0,035.

[0028] No aerofólio transônico de acordo com uma modalidade da presente invenção, k tem um valor máximo local de 70 ou mais em uma curva convexa ascendente em uma faixa de -0.08<s/c<0.08, Κs é 2,2 ou mais em uma faixa a partir de s/c = -0,1 a s/c = 0,02, e o κ é 0,3 ou menor em uma faixa a partir de s/c = 0,3 a s/c = 0,6, onde s representa um comprimento de superfície ao longo de uma superfície do aerofólio, com o bordo de ataque sendo como uma referência (a direção de superfície superior da asa é positiva, e a direção de superfície inferior da asa é negativa), κ representa uma curvatura que é feita de maneira adimensional por um recíproco do comprimento de corda, e Κ s representa um valor integral do κ de curvatura.

[0029] Além disso, no aerofólio transônico, κ pode ser menor que 0,3 a s/c = 0,5, e o κ sendo menor que 0,3 pode aumentar para 0,45 ou mais a s/c = 0,8.

[0030] Além disso, no aerofólio transônico, κ pode ter um valor máximo local de 1 ou mais em uma curva convexa ascendente em uma faixa a partir de s/c = 0,9 ou mais para uma posição de um bordo de fuga.

[0031] No aerofólio transônico, κ pode diminuir monotonicamente em uma faixa a partir de um ponto de estagnação a uma posição de crista de uma superfície inferior de asa, e Ks pode ser 0,1 ou mais em uma faixa a partir de s/c = -0,1 a s/c = -0,2.

[0032] Além disso, no aerofólio transônico, κ pode ter um valor médio de 0,45 ou menor em uma faixa a partir s/c = -0,52 a s/c = -0,34, e κ pode ser 0,4 ou menos a s/c = -0,52.

[0033] Além disso, no aerofólio transônico, uma distribuição de k pode aumentar monotonicamente para 1 ou mais em uma faixa a partir de s/c = -0,9 ou menor para uma posição de um bordo de fuga.

[0034] Uma asa de acordo com uma modalidade da presente invenção possui o aerofólio transônico descrito acima. Adicionalmente, uma aeronave de acordo com uma modalidade da presente invenção inclui uma asa principal tendo o aerofólio transônico descrito acima.

EFEITOS VANTAJOSOS DA INVENÇÃO

[0035] De acordo com a presente invenção, é possível reduzir o arrasto de pressão mais do que antes.

BREVE DESCRIÇÃO DAS FIGURAS

[0036] [FIG. 1] A Fig. 1 é uma vista em perspectiva esquemática de uma aeronave de acordo com uma modalidade da presente invenção.

[0037] [FIG. 2] A Fig. 2 é um diagrama que mostra um aerofólio adimensional de uma asa principal mostrada na Fig. 1.

[0038] [FIG. 3] A Fig. 3 é um gráfico (parte 1) que mostra uma distribuição de pressão de uma pressão estática em uma direção de corda de aerofólios, de acordo com uma modalidade e aerofólios ilustrados como exemplos de referência.

[0039] [FIG. 4] A Fig. 4 é um gráfico da distribuição de pressão de um aerofólio em um primeiro modo, que é extraído a partir da Fig. 3.

[0040] [FIG. 5] A Fig. 5 é um gráfico (parte 2) que mostra uma distribuição de pressão de uma pressão estática em uma direção de corda dos aerofólios, de acordo com uma modalidade e os aerofólios ilustrados como exemplos de referência.

[0041] [FIG. 6] A Fig. 6 é um gráfico (parte 1) que mostra uma relação entre s/c e κ dos aerofólios de acordo com uma modalidade e os aerofólios ilustrados como exemplos de referência.

[0042] [FIG. 7] A Fig. 7 é um gráfico (parte 1) que mostra uma relação entre s/c e Ks dos aerofólios de acordo com uma modalidade e os aerofólios ilustrados como exemplos de referência.

[0043] [FIG. 8] A Fig. 8 é um gráfico (parte 2) que mostra uma relação entre s/c e κ dos aerofólios 11 de acordo com uma modalidade e os aerofólios ilustrados como exemplos de referência.

[0044] [FIG. 9] A Fig. 9 é um gráfico (parte 3) que mostra uma relação entre s/c e κ dos aerofólios de acordo com uma modalidade e os aerofólios ilustrados como exemplos de referência.

[0045] [FIG. 10] A Fig. 10 é um gráfico (parte 4) que mostra uma relação entre s/c e κ dos aerofólios de acordo com uma modalidade e os aerofólios ilustrados como exemplos de referência.

[0046] [FIG. 11] A Fig. 11 é um gráfico (parte 2) que mostra uma relação entre s/c e Ks dos aerofólios de acordo com uma modalidade e os aerofólios ilustrados como exemplos de referência.

[0047] [FIG. 12] A Fig. 12 é um gráfico (parte 5) que mostra uma relação entre s/c e κ dos aerofólios de acordo com uma modalidade e os aerofólios ilustrados como exemplos de referência.

[0048] [FIG. 13] A Fig. 13 é um gráfico (parte 6) que mostra uma relação entre s/c e κ dos aerofólios de acordo com uma modalidade e os aerofólios ilustrados como exemplos de referência.

[0049] [FIG. 14] A Fig. 14 é um gráfico que mostra aerofólios adimensionais 11 de acordo com uma modalidade e aerofólios adimensionais ilustrados como exemplos de referência.

[0050] [FIG. 15] A Fig. 15 é um gráfico que mostra a vizinhança do bordo de ataque da Fig. 14 de maneira ampliada.

[0051] [FIG. 16A] A Fig. 16A é um gráfico que mostra uma relação entre Cp e x/c do aerofólio 11 de acordo com uma modalidade.

[0052] [FIG. 16B] A Fig. 16B é um gráfico que mostra a vizinhança do bordo de ataque da Fig. 16 de maneira ampliada.

[0053] [FIG. 17] A Fig. 17 é um gráfico que mostra uma relação entre x/c e Cp do aerofólio no primeiro modo de acordo com uma modalidade.

[0054] [FIG. 18] A Fig. 18 é um gráfico que mostra uma relação entre x/c e z/c do aerofólio no primeiro modo de acordo com uma modalidade.

[0055] [FIG. 19] A Fig. 19 é um gráfico que mostra uma relação entre z/c e Cp do aerofólio no primeiro modo de acordo com uma modalidade.

[0056] [FIG. 20] A Fig. 20 é um gráfico que mostra uma relação entre z/c e κ do aerofólio no primeiro modo de acordo com uma modalidade.

[0057] [FIG. 21] A Fig. 21 é um gráfico que mostra uma relação entre um ângulo a partir do centro θ e Kθ do aerofólio no primeiro modo de acordo com uma modalidade.

[0058] [FIG. 22] A Fig. 22 é um gráfico que mostra uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e Cp do aerofólio no primeiro modo de acordo com uma modalidade.

[0059] [FIG. 23] A Fig. 23 é um gráfico que mostra uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e κ do aerofólio no primeiro modo de acordo com uma modalidade.

[0060] [FIG. 24] A Fig. 24 é um gráfico que mostra uma relação entre x/c e Cp de um aerofólio em um segundo modo de acordo com uma modalidade.

[0061] [FIG. 25] A Fig. 25 é um gráfico que mostra uma relação entre x/c e z/c do aerofólio no segundo modo de acordo com uma modalidade.

[0062] [FIG. 26] A Fig. 26 é um gráfico que mostra uma relação entre z/c e Cp do aerofólio no segundo modo de acordo com uma modalidade.

[0063] [FIG. 27] A Fig. 27 é um gráfico que mostra uma relação entre z/c e κ do aerofólio no segundo modo de acordo com uma modalidade.

[0064] [FIG. 28] A Fig. 28 é um gráfico que mostra uma relação entre um ângulo a partir do centro θ e Kθ do aerofólio no segundo modo de acordo com uma modalidade.

[0065] [FIG. 29] A Fig. 29 é um gráfico que mostra uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e Cp do aerofólio no segundo modo de acordo com uma modalidade.

[0066] [FIG. 30] A Fig. 30 é um gráfico que mostra uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e κ do aerofólio no segundo modo de acordo com uma modalidade.

[0067] [FIG. 31] A Fig. 31 é um gráfico que mostra uma relação entre x/c e Cp de um aerofólio em um terceiro modo de acordo com uma modalidade.

[0068] [FIG. 32] A Fig. 32 é um gráfico que mostra uma relação entre x/c e z/c do aerofólio no terceiro modo de acordo com uma modalidade.

[0069] [FIG. 33] A Fig. 33 é um gráfico que mostra uma relação entre z/c e Cp do aerofólio no terceiro modo de acordo com uma modalidade.

[0070] [FIG. 34] A Fig. 34 é um gráfico que mostra uma relação entre z/c e κ do aerofólio no terceiro modo de acordo com uma modalidade.

[0071] [FIG. 35] A Fig. 35 é um gráfico que mostra uma relação entre um ângulo a partir do centro θ e Kθ do aerofólio no terceiro modo de acordo com uma modalidade.

[0072] [FIG. 36] A Fig. 36 é um gráfico que mostra uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e Cp do aerofólio no terceiro modo de acordo com uma modalidade.

[0073] [FIG. 37] A Fig. 37 é um gráfico que mostra uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e κ do aerofólio no terceiro modo de acordo com uma modalidade.

[0074] [FIG. 38] A Fig. 38 é um gráfico que mostra uma relação entre x/c e Cp de um aerofólio RAE 2822.

[0075] [FIG. 39] A Fig. 39 é um gráfico que mostra uma relação entre x/c e z/c do aerofólio RAE 2822.

[0076] [FIG. 40] A Fig. 40 é um gráfico que mostra uma relação entre z/c e Cp do aerofólio RAE 2822.

[0077] [FIG. 41] A Fig. 41 é um gráfico que mostra uma relação entre z/c e κ do aerofólio RAE 2822.

[0078] [FIG. 42] A Fig. 42 é um gráfico que mostra uma relação entre um ângulo a partir do centro θ e Kθ do aerofólio RAE 2822.

[0079] [FIG. 43] A Fig. 43 é um gráfico que mostra uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e Cp do aerofólio RAE 2822.

[0080] [FIG. 44] A Fig. 44 é um gráfico que mostra uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e κ do aerofólio RAE 2822.

[0081] [FIG. 45] A Fig. 45 é um gráfico que mostra uma relação entre x/c e Cp de um aerofólio CRM.

[0082] [FIG. 46] A Fig. 46 é um gráfico que mostra uma relação entre x/c e z/c do aerofólio CRM.

[0083] [FIG. 47] A Fig. 47 é um gráfico que mostra uma relação entre z/c e Cp do aerofólio CRM.

[0084] [FIG. 48] A Fig. 48 é um gráfico que mostra uma relação entre z/c e κ do aerofólio CRM.

[0085] [FIG. 49] A Fig. 49 é um gráfico que mostra uma relação entre um ângulo a partir do centro θ e Kθ do aerofólio CRM.

[0086] [FIG. 50] A Fig. 50 é um gráfico que mostra uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e Cp do aerofólio CRM.

[0087] [FIG. 51] A Fig. 51 é um gráfico que mostra uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e κ do aerofólio CRM.

[0088] [FIG. 52] A Fig. 52 é um gráfico que mostra uma relação entre x/c e Cp de um aerofólio parâmetro.

[0089] [FIG. 53] A Fig. 53 é um gráfico que mostra uma relação entre x/c e z/c do aerofólio parâmetro.

[0090] [FIG. 54] A Fig. 54 é um gráfico que mostra uma relação entre z/c e Cp do aerofólio parâmetro.

[0091] [FIG. 55] A Fig. 55 é um gráfico que mostra uma relação entre z/c e κ do aerofólio parâmetro.

[0092] [FIG. 56] A Fig. 56 é um gráfico que mostra uma relação entre um ângulo a partir do centro θ e Kθ do aerofólio parâmetro.

[0093] [FIG. 57] A Fig. 57 é um gráfico que mostra uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e Cp do aerofólio parâmetro.

[0094] [FIG. 58] A Fig. 58 é um gráfico que mostra uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e κ do aerofólio parâmetro. MODO(S) DE EXECUÇÃO DA INVENÇÃO

[0095] A seguir, uma modalidade da presente invenção será descrita com referência as figuras.

[0096] A Fig. 1 é uma vista em perspectiva esquemática de uma aeronave de acordo com uma modalidade da presente invenção.

[0097] Uma aeronave 1 inclui uma asa principal 10, uma empenagem 3 e semelhantes providas a uma fuselagem 2.

[0098] A asa principal 10 tem um aerofólio transônico de acordo com a presente invenção.

[0099] A Fig. 2 é um diagrama que mostra um aerofólio adimensional da asa principal 10.

[00100] Um número de referência 11 representa um aerofólio bidimensional (aerofólio) da asa principal 10. O aerofólio bidimensional 11 inclui elementos bidimensionais em uma direção de corda, os quais são dispostos em uma direção de envergadura de asa para configurar elementos tridimensionais (asa tridimensional) acoplados para gerar principalmente sustentação na aeronave 1.

[00101] Um número de referência 12 representa um bordo de ataque, e um número de referência 13 representa um bordo de fuga. O bordo de ataque 12 e o bordo de fuga 13 são elementos bidimensionais em posições tendo um valor mínimo e um valor máximo da coordenada na direção de corda.

[00102] No diagrama, o lado superior a partir de um segmento de linha 14 conectando o bordo de ataque 12 e o bordo de fuga 13 é a superfície superior da asa principal 10, e o lado inferior a partir do segmento de linha 14 é a superfície inferior da asa principal 10.

[00103] Um símbolo de referência x representa uma coordenada em uma direção de fluxo de ar com o bordo de ataque 12 sendo como referência, um símbolo de referência y representa uma coordenada na direção de envergadura de asa, ortogonal ao aerofólio 11, e um símbolo de referência z representa uma coordenada em uma direção perpendicular a x dentro do plano que forma o aerofólio 11, com o bordo de ataque 12 sendo como uma referência.

[00104] Um símbolo de referência c representa um comprimento de corda, ou seja, um comprimento máximo entre quaisquer dois pontos no aerofólio 11.

[00105] No diagrama, a unidade de cada eixo x e eixo z é x/c e z/c, respectivamente, que são adimensionais.

[00106] Um símbolo de referência θ representa um ângulo definido por uma linha 15, que conecta o centro do aerofólio 11 (x/c = 0,5, z/c = 0) e qualquer ponto no aerofólio 11 e uma linha que satisfaz z/c = 0 (eixo X). O lado da superfície superior é assumido como positivo, e o lado da superfície inferior é assumido como negativo.

[00107] Um símbolo de referência s representa um comprimento de superfície ao longo da superfície do aerofólio 11, com o bordo de ataque 12 sendo como referência. O lado da superfície superior é assumido como positivo, e o lado da superfície inferior é assumido como negativo.

[00108] Um número de referência 16 representa um ponto de estagnação, um número de referência 17 representa uma crista de superfície superior, e um número de referência 18 representa uma crista de superfície inferior. O ponto de estagnação 16 é uma posição, na qual a velocidade do fluido é zero, na superfície do elemento bidimensional para o fluxo de ar. O ponto de estagnação 16 é localizado próximo ao bordo de ataque 12 em um fluxo real com viscosidade. A crista significa uma posição na qual a coordenada z é máxima ou mínima no aerofólio 11. A posição máxima é referida como uma crista da superfície superior e a posição mínima é referida como uma crista da superfície inferior.

[00109] Um número de referência 19 representa uma corda média. A corda média 19 é uma região intermediária entre o bordo de ataque 12 e o bordo de fuga 13 do aerofólio bidimensional 11.

[00110] Adicionalmente, um número de referência 21 representa sustentação, um número de referência 22 representa arrasto e um número de referência 23 representa empuxo. A sustentação 21 é a força na direção do fluxo de ar e a direção perpendicular que atua pelo movimento do elemento bidimensional no ar. O arrasto 22 é a força na direção do fluxo de ar que atua pelo movimento do elemento bidimensional no ar. O empuxo 23 é a força na direção oposta à direção do fluxo de ar que atua pelo movimento do elemento bidimensional no ar. Note que o arrasto de pressão é, no arrasto 22, o arrasto gerado pela pressão da superfície do elemento bidimensional, e o empuxo de pressão é, no empuxo 23, a pressão gerada pela pressão da superfície do elemento bidimensional.

[00111] Neste relatório descritivo, um símbolo de referência κ representa uma curvatura que é feita de maneira adimensional pelo recíproco do comprimento de corda c, e um símbolo de referência Κ é um valor integral da curvatura κ. Aqui, Kθ e Ks são os seguintes.

[00112] [Matemática. 1] onde θbaixo= -5graus.

[00113] [Matemática. 2] onde sbaixo/C = -0,1.

[00114] A Fig. 3 é um gráfico (parte 1) que mostra uma distribuição de pressão de uma pressão estática na direção de corda de aerofólios 11 de acordo com esta modalidade e aerofólios como exemplos de referência.

[00115] Na Fig. 3, uma linha contínua grossa A indica uma distribuição de pressão de um aerofólio 11 em um primeiro modo de acordo com esta modalidade, uma linha contínua média B indica uma distribuição de pressão de um aerofólio 11 em um segundo modo de acordo com esta modalidade, um a linha contínua fina C indica uma distribuição de pressão de um aerofólio 11 em um terceiro modo, de acordo com esta modalidade. Adicionalmente, uma linha pontilhada D indica uma distribuição de pressão de um aerofólio RAE 2822 (ver a Literatura Não-Patentária 3), uma linha de cadeia E indica uma distribuição de pressão de um aerofólio CRM (ver a Literatura Não-Patentária 3) e uma linha de cadeia tracejada dupla F indica uma distribuição de pressão de um aerofólio parâmetro (ver a Literatura Não-Patentária 9).

[00116] Note que, também nos gráficos a serem mostrados abaixo, a linha contínua espessa A indica dados sobre o aerofólio 11 no primeiro modo de acordo com esta modalidade, a linha contínua média B indica dados sobre o aerofólio 11 no segundo modo, de acordo com esta modalidade, a linha contínua fina C indica dados referentes ao aerofólio 11 no terceiro modo de acordo com esta modalidade, a linha pontilhada D indica dados referentes ao aerofólio RAE 2822, a linha de cadeia E indica dados referentes ao aerofólio CRM e a linha de cadeia tracejada dupla F indica dados sobre o aerofólio parâmetro.

[00117] Os aerofólios 11, no primeiro ao terceiro modos de acordo com esta modalidade, têm um formato em que um coeficiente de pressão Cp de uma pressão estática na direção de corda do bordo de ataque 12 é -0,04 ou menor a z/c = 0,015.

[00118] Com este formato, os aerofólios 11 no primeiro ao terceiro modo de acordo com esta modalidade têm um aumento acentuado da distribuição de pressão em comparação com os aerofólios ilustrados como exemplos de referência e, assim, podem diminuir o arrasto de pressão. Diminuir o arrasto de pressão leva a diminuir o arrasto 22 e aumentar o empuxo 23.

[00119] Observe que os aerofólios 11 no primeiro ao terceiro modos de acordo com esta modalidade têm um formato favorável em que o coeficiente de pressão Cp da pressão estática na direção de corda do bordo de ataque 12 é -1 ou mais a z/c = 0,015. Isso ocorre porque é altamente provável que um Cp extremamente baixo gere um grande gradiente de pressão adversa a jusante, cause uma separação da camada limite e, assim, aumente o arrasto de pressão.

[00120] Adicionalmente, a Fig. 4 é um gráfico da distribuição de pressão do aerofólio 11 no primeiro modo, que é extraído a partir da Fig. 3. À medida que uma região hachurada (região invertida) denotada por um símbolo de referência S se torna maior, o empuxo aumenta. Como visto a partir da Fig. 4, os aerofólios 11 no primeiro ao terceiro modo de acordo com esta modalidade, têm uma área maior da região invertida do que aquelas dos aerofólios ilustrados como exemplos de referência. Isso resulta a partir do formato no qual o coeficiente de pressão Cp da pressão estática na direção de corda do bordo de ataque 12 é -

0,04 ou menor a z/c = 0,015. Portanto, os aerofólios 11 no primeiro ao terceiro modo de acordo com esta modalidade têm um empuxo aumentado também por um aumento da região invertida, em comparação com os aerofólios ilustrados como exemplos de referência.

[00121] De acordo com o conhecimento dos inventores da presente invenção, verificou-se que a área da região invertida do aerofólio 11 de acordo com esta modalidade aumenta em aproximadamente 38% a 138% em comparação com o estado da técnica relacionada e, assim, o empuxo correspondente ao mesmo, aumenta.

[00122] A Fig. 5 é um gráfico (parte 2) que mostra uma distribuição de pressão da pressão estática na direção de corda dos aerofólios 11 de acordo com esta modalidade e aerofólios como exemplos de referência.

[00123] Os aerofólios 11, no primeiro ao terceiro modos de acordo com esta modalidade, têm ainda um formato em que o coeficiente de pressão Cp da pressão estática na direção de corda do bordo de ataque 12 é -0,07 ou menor a s/c = 0,035.

[00124] Assim, os aerofólios 11 no primeiro ao terceiro modos de acordo com esta modalidade têm ainda uma região invertida expandida adicional, e o efeito de aumentar o empuxo pode ser intensificado.

[00125] Note que os aerofólios 11 no primeiro ao terceiro modos de acordo com esta modalidade têm um formato favorável em que o coeficiente de pressão Cp da pressão estática na direção de corda do bordo de ataque 12 é -1 ou mais a z/c = 0,035. Isso ocorre porque é altamente provável que um Cp extremamente baixo gere um grande gradiente de pressão adversa a jusante, cause uma separação da camada limite e, assim, aumente o arrasto de pressão.

[00126] Como descrito acima, o aerofólio 11 de acordo com esta modalidade é caracterizado por ter um aumento acentuado da distribuição de pressão. Os modos em formato do aerofólio 11 para tal propósito serão descritos abaixo.

[00127] A Fig. 6 é um gráfico (parte 1) que mostra uma relação entre s/c e κ dos aerofólios 11 de acordo com esta modalidade e os aerofólios ilustrados como exemplos de referência. A Fig. 7 é um gráfico (parte 1) que mostra uma relação entre s/c e Ks dos aerofólios 11 de acordo com esta modalidade e os aerofólios ilustrados como exemplos de referência. A Fig. 8 é um gráfico (parte 2) que mostra uma relação entre s/c e κ dos aerofólios 11 de acordo com esta modalidade e os aerofólios ilustrados como exemplos de referência.

[00128] Os aerofólios 11 de acordo com esta modalidade têm um formato no qual, como mostrado na Fig. 6, κ tem um valor máximo local de 70 ou mais em uma curva convexa ascendente na faixa de -0,08<s/c<0,08, e como mostrado na Fig. 7, Ks é 2,2 ou mais na faixa a partir de s/c = -0,1 a s/c = 0,02. Tal formato pode diminuir acentuadamente a pressão e pode aumentar o empuxo.

[00129] Note que, nos aerofólios 11 de acordo com esta modalidade, κ tem favoravelmente um valor máximo local de 250 ou menor na faixa de - 0,08<s/c<0,08. Adicionalmente, Ks está favoravelmente 5 ou menor na faixa a partir de s/c = -0,1 a s/c = 0,02. Isso ocorre porque é altamente provável que um formato extremamente afiado do bordo de ataque cause um estol se o ângulo de ataque da célula for alterado.

[00130] Adicionalmente, os aerofólios 11 de acordo com esta modalidade têm um formato em que k é 0,3 ou menor na faixa a partir de s/c = 0,3 a s/c = 0,6, que está próximo de uma posição em que uma onda de choque é gerada, como mostrado na Fig. 8. Assim, a pressão diminuiu com o formato mostrado nas Figs. 6 e 7 são mantidos baixos também em uma posição (a partir de s/c = 0,3 a s/c = 0,6) e, assim, o empuxo aumenta ainda mais.

[00131] Note que, nos aerofólios 11 de acordo com esta modalidade, k é favoravelmente 0,05 ou mais na faixa a partir de s / c = 0,3 a s / c = 0,6. Isso ocorre porque um formato plano ou um formato rebaixado com uma curvatura negativa nesta região é altamente provável causar a separação de camada limite e, assim, aumentar o arrasto de pressão.

[00132] Os aerofólios 11 de acordo com esta modalidade têm o formato descrito acima e podem definir o coeficiente de pressão Cp da pressão estática na direção de corda do bordo de ataque 12 como -0,04 ou menor a z/c = 0,015 e definir ainda o coeficiente de pressão Cp da pressão estática na direção de corda do bordo de ataque 12 para ser -0,07 ou menor a /c=0,035. Isso pode reduzir o arrasto de pressão e também ampliar a região invertida e, assim, aumentar o empuxo.

[00133] A Fig. 9 é um gráfico (parte 3) que mostra uma relação entre s/c e κ dos aerofólios 11 de acordo com esta modalidade e os aerofólios ilustrados como exemplos de referência.

[00134] Os aerofólios 11 de acordo com esta modalidade têm um formato no qual, como mostrado na Fig. 9, κ estando próximo da posição da crista de superfície superior 17 é menor que 0,3 a s/c = 0,5 e κ, que é menor que 0,3, aumenta para 0,45 ou mais a s/c = 0,8. As posições de s/c = 0,5 e s/c = 0,8 estão em volta da posição em que ocorre uma onda de choque.

[00135] Com tal formato, a pressão na traseira da posição da crista de superfície superior 17 aumenta, e o empuxo aumenta ainda mais.

[00136] Note que κ é favoravelmente 0,05 ou mais em s/c = 0,5. Isso ocorre porque um formato plano ou um formato rebaixado com uma curvatura negativa nesta região é altamente provável causar a separação de camada limite e, assim, aumentar o arrasto de pressão. Adicionalmente, é favorável que κ aumente para 100 ou menor em s/c = 0,8. Isso ocorre porque é altamente provável que uma curvatura excessivamente grande gere um grande gradiente de pressão adversa a jusante, cause a separação de camada limite e, assim, aumente o arrasto de pressão.

[00137] A Fig. 10 é um gráfico (parte 4) que mostra uma relação entre s/c e κ dos aerofólios 11 de acordo com esta modalidade e os aerofólios ilustrados como exemplos de referência.

[00138] Os aerofólios 11 de acordo com esta modalidade têm um formato no qual, como mostrado na Fig. 10, κ tem um valor máximo local de 1 ou mais em uma curva convexa ascendente na faixa a partir de s/c = 0,9 ou mais, para a posição do bordo de fuga.

[00139] Com esse formato, a pressão, que é mantida baixa a partir de s/c = 0,3 a s/c = 0,6, aumenta com a onda de choque e então aumenta ainda mais nessa posição (posição de valor máximo local) e, assim, o arrasto diminui.

[00140] Note que κ favoravelmente tem um valor máximo local de 100 ou menor. Isso ocorre porque é altamente provável que uma curvatura extremamente grande no bordo de fuga gere um grande gradiente de pressão adversa a jusante, cause a separação de camada limite e, assim, aumente o arrasto de pressão.

[00141] A Fig. 11 é um gráfico (parte 2) que mostra uma relação entre s/c e Ks dos aerofólios 11 de acordo com esta modalidade e os aerofólios ilustrados como exemplos de referência.

[00142] Os aerofólios 11 de acordo com esta modalidade têm um formato no qual, como mostrado na Fig. 11, κ diminui monotonicamente na faixa a partir do ponto de estagnação 16 à posição de crista 18 da superfície inferior da asa, e Ks, que é o valor integral da curvatura é de 0,1 ou mais na faixa a partir de s/c = -0,1 a s/c = -0,2.

[00143] Assim, a pressão diminui acentuadamente e, assim, o empuxo aumenta.

[00144] Note que Ks, que é o valor integral da curvatura, é favoravelmente 5 ou menos na faixa a partir de s/c = -0,1 a s/c = -0,2. Isso ocorre porque é altamente provável que um formato extremamente afiado do bordo de ataque cause um estol se o ângulo de ataque da célula for alterado.

[00145] A Fig. 12 é um gráfico (parte 5) que mostra uma relação entre s/c e κ dos aerofólios 11 de acordo com esta modalidade e os aerofólios ilustrados como exemplos de referência.

[00146] Os aerofólios 11 de acordo com esta modalidade têm um formato em que, como mostrado na Fig. 12, k tem um valor médio de 0,45 ou menor na faixa a partir de s/c = -0,52 a s/c = -0,34 próximo à posição de crista 18 da superfície inferior da asa, e κ é 0,4 ou menor a s/c = -0,52.

[00147] Assim, a pressão diminuiu com o formato mostrado na Fig. 11 é mantida baixa naquela posição (a partir de s/c = -0,52 a s/c = -0,34) e, assim, o empuxo aumenta ainda mais.

[00148] Note que κ favoravelmente tem um valor médio de 0,2 ou mais na faixa a partir de s/c = -0,52 a s/c = -0,34. Isso ocorre porque um formato plano ou um formato rebaixado com uma curvatura negativa nesta região é altamente provável causar a separação de camada limite e, assim, aumentar o arrasto de pressão.

[00149] A Fig. 13 é um gráfico (parte 6) que mostra uma relação entre s/c e κ dos aerofólios 11 de acordo com esta modalidade e os aerofólios ilustrados como exemplos de referência.

[00150] Os aerofólios 11 de acordo com esta modalidade têm um formato no qual, como mostrado na Fig. 13, a distribuição de κ aumenta monotonicamente para 1 ou mais na faixa a partir de s/c = -0,9 ou menos para a posição do bordo de fuga 13.

[00151] Assim, a pressão aumenta e o arrasto diminui.

[00152] A Fig. 14 é um gráfico que mostra aerofólios adimensionais 11 desta modalidade e aerofólios adimensionais usados como exemplos de referência. A Fig. 15 é um gráfico que mostra a vizinhança do bordo de ataque da Fig. 14 de maneira ampliada.

[00153] Os aerofólios 11 de acordo com a modalidade descrita acima podem reduzir o arrasto de pressão de uma asa transônica tendo o aerofólio 11 aproximadamente 10% de todo o arrasto aerodinâmico da aeronave transônica. Isso corresponde a aproximadamente dez vezes o arrasto de atrito reduzido ao alcançar um fluxo laminar natural.

[00154] Note que os aerofólios 11 de acordo com a modalidade descrita acima têm um formato em que o coeficiente de pressão Cp da pressão estática na direção de corda do bordo de ataque 12 é -0,04 ou menor a z/c = 0,015. Isso é expresso usando a relação entre Cp e x/c, que corresponde ao fato de que Cp assume um valor negativo a x/c = 0,0045, conforme mostrado na Fig. 16B. Note que a Fig. 16B é um gráfico que mostra a relação entre Cp e x/c dos aerofólios 11 mostrados na Fig. 16A na vizinhança do bordo de ataque de uma maneira ampliada.

[00155] As Figs. 17 a 23 mostram uma relação entre x/c e Cp, uma relação entre x/c e z/c, uma relação entre z/c e Cp, uma relação entre z/c e κ, uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e Kθ, uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e Cp, e uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e κ, respectivamente, do aerofólio 11 no primeiro modo de acordo com esta modalidade.

[00156] As Figs. 24 a 30 mostram uma relação entre x/c e Cp, uma relação entre x/c e z/c, uma relação entre z/c e Cp, uma relação entre z/c e κ, uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e Kθ, uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e Cp, e uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e κ, respectivamente, do aerofólio 11 no segundo modo de acordo com esta modalidade.

[00157] As Figs. 31 a 37 mostram uma relação entre x/c e Cp, uma relação entre x/c e z/c, uma relação entre z/c e Cp, uma relação entre z/c e κ, uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e Kθ, uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e Cp, e uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e κ, respectivamente, do aerofólio 11 no terceiro modo de acordo com esta modalidade.

[00158] As Figs. 38 a 44 mostram uma relação entre x/c e Cp, uma relação entre x/c e z/c, uma relação entre z/c e Cp, uma relação entre z/c e κ, uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e Kθ, uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e Cp, e uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e κ, respectivamente, do aerofólio RAE 2822.

[00159] As Figs. 45 a 51 mostram uma relação entre x/c e Cp, uma relação entre x/c e z/c, uma relação entre z/c e Cp, uma relação entre z/c e κ, uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e Kθ, uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e Cp, e uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e κ, respectivamente, do aerofólio CRM.

[00160] As Figs. 52 a 58 mostram uma relação entre x/c e Cp, uma relação entre x/c e z/c, uma relação entre z/c e Cp, uma relação entre z/c e κ, uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e Kθ, uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e Cp, e uma relação entre o ângulo a partir do centro θ e κ, respectivamente, do aerofólio parâmetro.

[00161] A presente invenção não se limita à modalidade descrita acima e pode ser modificada ou aplicada de várias maneiras sem se afastar de sua ideia técnica para implementar a presente invenção, cuja faixa de implementação também pertence à faixa técnica da presente invenção.

LISTA DE SINAIS DE REFERÊNCIA

[00162] 1 aeronave 10 asa principal 11 aerofólio 12 borda de ataque 13 borda de fuga

Claims (16)

REIVINDICAÇÕES

1. Um aerofólio transônico, tendo: um formato no qual um coeficiente de pressão Cp de uma pressão estática em uma direção de corda de uma borda de ataque é de -0,04 ou menos em z/c = 0,015, em que z representa uma coordenada em uma direção perpendicular a uma direção de fluxo de ar dentro de um plano que forma um aerofólio, com a borda de ataque sendo como uma referência (uma direção de superfície de asa superior é positiva, e uma direção de superfície de asa inferior é negativa), e c representa um comprimento de corda.

2. O aerofólio transônico de acordo com a reivindicação 1, em que o aerofólio transônico tem uma forma na qual o coeficiente de pressão Cp da pressão estática na direção de corda da borda de ataque é de -0,07 ou menos em z/c = 0,035.

3. O aerofólio transônico de acordo com a reivindicação 1 ou 2, em que K tem um valor máximo local de 70 ou mais em uma curva convexa para cima em uma faixa de -0,08 < s/c < 0,08, Ks é 2,2 ou mais em uma faixa de s/c = -0,1 a s/c = 0,02, e K é 0,3 ou menos em uma faixa de s/c = 0,3 a s/c = 0,6, onde s representa um comprimento de superfície ao longo de uma superfície do aerofólio, com a borda de ataque sendo como uma referência (a direção da superfície da asa superior é positiva, e a direção da superfície da asa inferior é negativa),

K representa uma curvatura que é feita adimensional por um recíproco do comprimento da corda, e Ks representa um valor integral da curvatura K.

4. O aerofólio transônico de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, em que K é menor do que 0,3 em s/c = 0,5, e o K sendo menor do que 0,3 aumenta para ser 0,45 ou mais em s/c = 0,8.

5. O aerofólio transônico de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 4, em que K tem um valor máximo local de 1 ou mais em uma curva convexa para cima em uma faixa de s/c = 0,9 ou mais para uma posição de uma borda de fuga.

6. O aerofólio transônico de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 5, em que K diminui monotonicamente em uma faixa a partir um ponto de estagnação para uma posição de crista de uma superfície de asa inferior, e Ks é 0,1 ou mais em uma faixa de s/c = -0,1 a s/c = -0,2.

7. O aerofólio transônico de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 6, em que K tem um valor médio de 0,45 ou menos em uma faixa de s/c = - 0,52 para s/c = - 0,34, e K é 0,4 ou menos em s/c = - 0,52.

8. O aerofólio transônico de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 7, em que uma distribuição de K aumenta monotonicamente para 1 ou mais em uma faixa de s/c = - 0,9 ou menos para uma posição de uma borda de fuga.

9. O aerofólio transônico, no qual

K tem um valor máximo local de 70 ou mais em uma curva convexa para cima em uma faixa de - 0,08 < s/c < 0,08, Ks é 2,2 ou mais em uma faixa de s/c = - 0,1 a s/c = 0,02, e K é 0,3 ou menos em uma faixa de s/c = 0,3 a s/c = 0,6, onde s representa um comprimento de superfície ao longo de uma superfície do aerofólio, com uma borda de ataque sendo como uma referência (uma direção de superfície de asa superior é positiva, e uma direção de superfície de asa inferior é negativa), c representa um comprimento de corda, K representa uma curvatura que é feita adimensional por um recíproco do comprimento da corda, e Ks representa um valor integral da curvatura K.

10. O aerofólio transônico de acordo com a reivindicação 9, em que K é menor do que 0,3 em s/c = 0,5, e o K sendo menor do que 0,3 aumenta para ser 0,45 ou mais em s/c = 0,8.

11. O aerofólio transônico de acordo com a reivindicação 9 ou 10, em que K tem um valor máximo local de 1 ou mais em uma curva convexa para cima em uma faixa de s/c = 0,9 ou mais para uma posição de uma borda de fuga.

12. O aerofólio transônico de acordo com qualquer uma das reivindicações 9 a 11, em que K diminui monotonicamente em uma faixa a partir de um ponto de estagnação para uma posição de crista de uma superfície de asa inferior, e Ks é 0,1 ou mais em uma faixa de s/c = - 0,1 a s/c = -0,2.

13. O aerofólio transônico de acordo com qualquer uma das reivindicações 9 a 12, em que

K tem um valor médio de 0,45 ou menos em uma faixa de s/c = - 0,52 para s/c = - 0,34, e K é 0,4 ou menos em s/c = - 0,52.

14. O aerofólio transônico de acordo com qualquer uma das reivindicações 9 a 13, em que uma distribuição de K aumenta monotonicamente para 1 ou mais em uma faixa de s/c = - 0,9 ou menos para uma posição de uma borda de fuga.

15. Uma asa que tem o aerofólio transônico de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 14.

16. Uma aeronave compreendendo a asa de acordo com a reivindicação 15 como uma asa principal.