RU2473453C2 - Аэродинамический высокоэффективный профиль для летательного аппарата - Google Patents
Аэродинамический высокоэффективный профиль для летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2473453C2 RU2473453C2 RU2009102281/11A RU2009102281A RU2473453C2 RU 2473453 C2 RU2473453 C2 RU 2473453C2 RU 2009102281/11 A RU2009102281/11 A RU 2009102281/11A RU 2009102281 A RU2009102281 A RU 2009102281A RU 2473453 C2 RU2473453 C2 RU 2473453C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aerodynamic surface
- aerofoil
- aerodynamic
- trailing edge
- profile
- Prior art date
Links
- 230000007704 transition Effects 0.000 abstract description 10
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 3
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 2
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 230000005284 excitation Effects 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 239000002344 surface layer Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/10—Shape of wings
- B64C3/14—Aerofoil profile
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/32—Rotors
- B64C27/46—Blades
- B64C27/467—Aerodynamic features
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/10—Shape of wings
- B64C3/14—Aerofoil profile
- B64C2003/147—Aerofoil profile comprising trailing edges of particular shape
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/10—Shape of wings
- B64C3/14—Aerofoil profile
- B64C2003/148—Aerofoil profile comprising protuberances, e.g. for modifying boundary layer flow
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C2230/00—Boundary layer controls
- B64C2230/28—Boundary layer controls at propeller or rotor blades
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Abstract
Изобретение относится к области авиации. Аэродинамическая поверхность (10) для летательного аппарата имеет изгибы для достижения различных ламинарных граничных слоев на его верхней и нижней сторонах (11, 12) и тупую заднюю кромку (15). На нижней стороне (12) аэродинамической поверхности (10) размещена переходная полоса (16), проходящая по всей глубине (радиусу) задней кромки (15) профиля. Переходная полоса (16) выполнена как зигзаг (18) и интегрирована в нижнюю сторону (12) аэродинамической поверхности (10). Изобретение направлено на достижение турбулентного оттока для повышения эффективности профиля. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ НАСТОЯЩЕЕ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Настоящее изобретение относится к аэродинамической поверхности для летательного аппарата, например летательного аппарата с неподвижным крылом и/или винтокрылому летательному аппарату.
ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Известно, что важным критерием реализации аэродинамической поверхности является уменьшение ее аэродинамического сопротивления воздуха, между прочим, путем сохранения ламинарного потока поверх крупных компонентов глубины его профиля. Как результат предпочтительного градиента давления, внимание, в частности, направляют в этом случае на граничный приповерхностный слой на нижней стороне высокоэффективного профиля, который должен, как можно сильнее, сжимать тупую заднюю кромку высокоэффективного профиля для предотвращения отрыва потока пузырькового режима. Эти эффекты отрыва, называемые срывом потока, которые в результате приводят к прерыванию потока и, таким образом, к потерям эффективности, известны как функции числа Рейнольдса (числа Re). Это нежелательное образование пузырей может также иметь место на лопастях несущего и рулевого винтов винтокрылого летательного аппарата, а также уменьшать поток вокруг лопасти винта и в результате приводить к потерям в отношении генерируемых тягового и подъемного крутящих моментов, и имеет место, как показывают эксперименты, в частности, на тупой задней кромке лопасти несущего винта, поскольку там также могут быть представлены очень большие градиенты противостоящего давления.
КРАТКОЕ ИЗЛОЖЕНИЕ СУЩНОСТИ НАСТОЯЩЕГО ИЗОБРЕТЕНИЯ
Настоящее изобретение направлено на улучшение реализации профилей, имеющих аэродинамические поверхности, в частности, в лопастях винта вертолета, в отношении тягового и подъемного крутящих моментов, генерируемых ими.
Исходя из обнаружения того, что нежелательное образование пузырей также имеет место на нижней стороне высокоэффективных профилей, в частности лопастей винта (винтокрылого летательного аппарата), задача в соответствии с настоящим изобретением решается так, что с целью достижения турбулентного оттока на нижней стороне высокоэффективного профиля размещена переходная полоса, проходящая по всей глубине задней кромки.
Дополнительные элементы настоящего изобретения описаны в зависимых пунктах настоящего изобретения.
В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения переходная полоса выполнена как зигзагообразная полоса и приклеена на нижней стороне аэродинамического высокоэффективного профиля.
В соответствии с дополнительным вариантом осуществления переходная полоса выполнена как, так называемый, триммер, то есть интерференционная кромка, интегрированная на нижней стороне аэродинамического высокоэффективного профиля.
Турбулентный отток на нижней стороне аэродинамических высокоэффективных профилей, в частности лопастей винта, имеющих тупую заднюю кромку, вызывается первый раз посредством настоящего изобретения, который к удивлению в результате приводит к увеличению подъема и улучшению стабилизации винтокрылого летательного аппарата, оборудованного устройством, соответствующим настоящему изобретению.
Переходная полоса, побуждающая такой турбулентный проходной слой на нижней стороне аэродинамического высокоэффективного профиля в непосредственной близости к его задней кромке, приклеена на всей глубине (профиля), то есть в простейшем случае на всем радиусе лопасти винта; однако она может быть также реализована на нижней стороне лопасти винта как триммер, интегрированный в профиль лопасти винта.
Благодаря реализации в соответствии с настоящим изобретением аэродинамического высокоэффективного профиля, описываемого в этой заявке, аэродинамические свойства относительно подъема и крутящего момента достигаются с незначительным увеличением сопротивления профиля. Увеличение тяги винта достигается при той же мощности винта. Дополнительное преимущество может быть очевидным в том отношении, что посредством переходной полосы достигается более низкая чувствительность высокоэффективного профиля к числу Рейнольдса и, таким образом, уменьшаются аэродинамические эффекты, например нестационарные возбуждения на вращающемся винте винтокрылого летательного аппарата. Это в результате приводит к увеличению срока службы лопастей винта и компонентов лопасти винта. Это соответственно справедливо для профиля крыла летательного аппарата с неподвижным крылом.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ СОПРОВОДИТЕЛЬНЫХ ЧЕРТЕЖЕЙ
Ниже приведено более подробное описание настоящего изобретения на основе характерного варианта осуществления, который схематически иллюстрируется на сопроводительных чертежах.
На чертежах:
Фиг.1 - поперечное сечение аэродинамического высокоэффективного профиля, имеющего тупую заднюю кромку, соответствующую настоящему изобретению, для лопасти рулевого винта вертолета;
Фиг.2 - вид снизу высокоэффективного профиля, иллюстрируемого на фиг.1.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТА ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ НАСТОЯЩЕГО ИЗОБРЕТЕНИЯ
Аэродинамическая поверхность 10 в форме лопасти для рулевого винта вертолета, показанная на фиг.1, содержит сильноизогнутую верхнюю поверхность 11 и слабоизогнутую нижнюю поверхность 12, а также выступ 14 профиля и тупую заднюю кромку 15. Он выполнен таким образом, чтобы поток вокруг профиля имел место, как более возможно, без отрыва потока от крупных компонентов поверхности в случае соответственно выбранного числа Re. Для генерирования, с целью достижения турбулентного оттока, турбулентного граничного слоя на нижней стороне высокоэффективного профиля 10 в направлении близости к задней кромке 15, на нижней стороне задней кромки 15 предусмотрена переходная полоса 16. Она проходит по всей глубине, то есть радиусу R задней кромки 15 лопасти винта аэродинамического высокоэффективного профиля 10, фиг.2.
Переходная полоса 16 реализована в представленном характерном варианте осуществления в форме зигзагообразной полосы, как показано на иллюстрации D этой детали. Она имеет толщину 0,4 мм и ширину 10 мм и обеспечена зигзагами 18 на ее переднем и заднем краях.
Крепление переходной полосы 16 выполнено посредством постоянного клеевого соединения, причем представляется также возможным выполнение ее в виде, так называемого, триммера, регулировочной кромки, на нижней стороне профиля посредством соответствующего выполнения поверхности.
Кроме того, на фиг.2 можно видеть крепежные отверстия 19 соединительного фланца 20 высокоэффективного профиля 10, который реализован как лопасть рулевого винта. Соединительный фланец 20 выполнен иначе, если аэродинамическую поверхность 10 реализуют как лопасть для несущего винта, и без которого полностью обходятся, если аэродинамическую поверхность 10 реализуют как аэродинамическую поверхность для летательного аппарата с неподвижным крылом.
Благодаря использованию переходной полосы 16 или триммера, как описано выше, турбулентный отток получают на нижней стороне 12 профиля, побуждая циркуляцию потока и, таким образом, подъем и поведение количества движения и числа Рейнольдса, и вследствие этого увеличение эффективности в отношении достигаемой тяги приблизительно на 3% или более. Это также справедливо, если аэродинамическую поверхность 10, описанную выше, реализуют как лопасть несущего винта вертолета или аэродинамическую поверхность летательного аппарата с неподвижным крылом.
СПИСОК ССЫЛОЧНЫХ НОМЕРОВ
10 - аэродинамическая поверхность
11 - верхняя поверхность
12 - нижняя поверхность
14 - выступ профиля
15 - задняя кромка
16 - переходная полоса
18 - зигзаг
19 - крепежные отверстия
20 - соединительный фланец
R - радиус
D - иллюстрация детали переходной полосы.
Claims (5)
1. Аэродинамическая поверхность (10) для летательного аппарата, имеющая изгибы для достижения различных ламинарных граничных слоев на его верхней и нижней сторонах (11, 12), и тупую заднюю кромку (15), отличающаяся тем, что, с целью достижения турбулентного оттока, на нижней стороне (12) аэродинамической поверхности (10) размещена переходная полоса (16), проходящая по всей глубине (радиусу) задней кромки (15) профиля, причем указанная переходная полоса (16) выполнена как зигзаг (18), причем указанная переходная полоса интегрирована в нижнюю сторону (12) аэродинамической поверхности (10).
2. Аэродинамическая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что переходная полоса (16) является приклеенной к поверхности.
3. Аэродинамическая поверхность по любому из пп.1 и 2, отличающаяся тем, что аэродинамическая поверхность (10) реализована как лопасть несущего винта вертолета.
4. Аэродинамическая поверхность по любому из пп.1 и 2, отличающаяся тем, что аэродинамическая поверхность (10) реализована как лопасть рулевого винта для вертолета.
5. Аэродинамическая поверхность по любому из пп.1 и 2, отличающаяся тем, что аэродинамическая поверхность (10) реализована как аэродинамическая поверхность летательного аппарата с неподвижным крылом.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE102008006437.8 | 2008-01-28 | ||
DE102008006437A DE102008006437A1 (de) | 2008-01-28 | 2008-01-28 | Aerodynamisches Hochleistungsprofil für Luftfahrzeuge |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2009102281A RU2009102281A (ru) | 2010-08-10 |
RU2473453C2 true RU2473453C2 (ru) | 2013-01-27 |
Family
ID=40847141
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009102281/11A RU2473453C2 (ru) | 2008-01-28 | 2009-01-26 | Аэродинамический высокоэффективный профиль для летательного аппарата |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US20090189023A1 (ru) |
CN (1) | CN101497371A (ru) |
DE (1) | DE102008006437A1 (ru) |
RU (1) | RU2473453C2 (ru) |
Families Citing this family (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP2612811B1 (en) | 2012-01-06 | 2015-06-24 | Airbus Operations GmbH | Aircraft wing trailing edge section with an adjustment body |
US10421533B2 (en) * | 2015-11-06 | 2019-09-24 | Lockheed Martin Corporation | Panels comprising uneven edge patterns for reducing boundary layer separation |
US10611460B2 (en) * | 2017-05-11 | 2020-04-07 | Bell Helicopter Textron Inc. | Aircraft vertical stabilizer design |
US20200284151A1 (en) * | 2019-03-08 | 2020-09-10 | Ranbir S. Sahni | Modified airfoil for horizontal-axis wind turbine and aircraft |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5058837A (en) * | 1989-04-07 | 1991-10-22 | Wheeler Gary O | Low drag vortex generators |
US5088665A (en) * | 1989-10-31 | 1992-02-18 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Serrated trailing edges for improving lift and drag characteristics of lifting surfaces |
US5492448A (en) * | 1993-03-13 | 1996-02-20 | Westland Helicopters Limited | Rotary blades |
US7413408B1 (en) * | 2007-02-22 | 2008-08-19 | Samuel B Tafoya | Vibration-reducing and noise-reducing spoiler for helicopter rotors, aircraft wings, propellers, and turbine blades |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2800291A (en) * | 1950-10-24 | 1957-07-23 | Stephens Arthur Veryan | Solid boundary surface for contact with a relatively moving fluid medium |
US4830315A (en) * | 1986-04-30 | 1989-05-16 | United Technologies Corporation | Airfoil-shaped body |
US5597138A (en) * | 1991-09-30 | 1997-01-28 | Arlton; Paul E. | Yaw control and stabilization system for helicopters |
US5265830A (en) * | 1992-01-21 | 1993-11-30 | Mcdonnell Douglas Corporation | Trailing edge splitter |
US5335886A (en) * | 1992-01-30 | 1994-08-09 | The United States Of America As Represented By The Seceretary Of The Navy | Lift enhancement device |
US5848769A (en) * | 1996-08-26 | 1998-12-15 | Minnesota Mining & Manufacturing Company | Drag reduction article |
ITMI20010060A1 (it) * | 2001-01-15 | 2002-07-15 | S M C Searunner Motorboat Comp | Dispositivo per diminuire la resistenza d'avanzamento sull'acqua di un motoscafo |
EP1338793A3 (en) * | 2002-02-22 | 2010-09-01 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Serrated wind turbine blade trailing edge |
US7070850B2 (en) * | 2002-12-31 | 2006-07-04 | 3M Innovative Properties Company | Drag reduction article and method of use |
-
2008
- 2008-01-28 DE DE102008006437A patent/DE102008006437A1/de not_active Ceased
-
2009
- 2009-01-23 CN CNA2009100098761A patent/CN101497371A/zh active Pending
- 2009-01-26 RU RU2009102281/11A patent/RU2473453C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2009-01-27 US US12/360,285 patent/US20090189023A1/en not_active Abandoned
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5058837A (en) * | 1989-04-07 | 1991-10-22 | Wheeler Gary O | Low drag vortex generators |
US5088665A (en) * | 1989-10-31 | 1992-02-18 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Serrated trailing edges for improving lift and drag characteristics of lifting surfaces |
US5492448A (en) * | 1993-03-13 | 1996-02-20 | Westland Helicopters Limited | Rotary blades |
US7413408B1 (en) * | 2007-02-22 | 2008-08-19 | Samuel B Tafoya | Vibration-reducing and noise-reducing spoiler for helicopter rotors, aircraft wings, propellers, and turbine blades |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2009102281A (ru) | 2010-08-10 |
DE102008006437A1 (de) | 2009-08-13 |
CN101497371A (zh) | 2009-08-05 |
US20090189023A1 (en) | 2009-07-30 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP3597902B1 (en) | Vortex generator for a wind turbine | |
RU2473453C2 (ru) | Аэродинамический высокоэффективный профиль для летательного аппарата | |
US8251319B2 (en) | Controlling the boundary layer of an airfoil | |
US7537182B2 (en) | Simultaneous multiple-location separation control | |
US20110006165A1 (en) | Application of conformal sub boundary layer vortex generators to a foil or aero/ hydrodynamic surface | |
US20060257261A1 (en) | Cascade rotor blade for low noise | |
US20110260008A1 (en) | Fluid flow control device for an aerofoil | |
KR102555194B1 (ko) | 에어포일 및 에어포일을 통합하는 기계 | |
CA2713362C (en) | Shock bump | |
GB0410375D0 (en) | High lift device for an aircraft | |
US6161800A (en) | Pivoting spanwise-flow redirector for tiltrotor aircraft | |
EP2604517B1 (en) | Airfoil comprising a minimally intrusive wingtip vortex mitigation device | |
US20140064979A1 (en) | Multicant Winglets | |
EP3165454B1 (en) | Panels comprising uneven edge patterns for reducing boundary layer separation | |
CN103857589A (zh) | 具有鳍的螺旋桨毂帽 | |
US8382040B2 (en) | Hamilton H.N2 laminar flow diskette wing | |
KR20220038165A (ko) | 양력 강화 조립체 | |
RU2436709C2 (ru) | Крыло летательного аппарата | |
RU2685372C2 (ru) | Аэродинамический профиль (варианты) и крыло | |
KR20180101015A (ko) | 무인기의 회전익 | |
CA2350161A1 (en) | Airfoil suitable for forward and reverse flow | |
CN111003143B (zh) | 飞机的机翼及包括该机翼的飞机 | |
LU501238B1 (en) | Wing vortex-breaking structure, wing and aircraft | |
CN1720167A (zh) | 开缝的飞行器机翼 | |
CA2497252C (en) | Helicopter |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140127 |