RU2743306C1 - Rotary-winged aircraft with stabilizer wing - Google Patents
Rotary-winged aircraft with stabilizer wing Download PDFInfo
- Publication number
- RU2743306C1 RU2743306C1 RU2020134125A RU2020134125A RU2743306C1 RU 2743306 C1 RU2743306 C1 RU 2743306C1 RU 2020134125 A RU2020134125 A RU 2020134125A RU 2020134125 A RU2020134125 A RU 2020134125A RU 2743306 C1 RU2743306 C1 RU 2743306C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- stabilizer
- quarter
- line
- fuselage
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/10—Shape of wings
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
- B64C5/02—Tailplanes
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Настоящие варианты осуществления относятся к винтокрылому летательному аппарату, а более конкретно, к винтокрылому летательному аппарату по меньшей мере с одним несущим винтом и крылом-стабилизатором, в соответствии с чем, крыло-стабилизатор имеет форму в плане, которая уменьшает неустойчивые аэродинамические нагрузки, вызванные на нем спутной струей по меньшей мере одного несущего винта.The present embodiments relate to a rotary-wing aircraft, and more particularly to a rotary-wing aircraft with at least one main rotor and a stabilizer wing, whereby the stabilizer wing is shaped in plan that reduces unstable aerodynamic loads caused by it with a wake of at least one main rotor.
Винтокрылый летательный аппарат обычно оборудуется одним или более крыльями, которые помогают улучшать устойчивость и управляемость винтокрылым летательным аппаратом во время полета. Следовательно, такие крылья иногда также называются горизонтальными стабилизаторами, горизонтальными крыльями-стабилизаторами или крыльями-стабилизаторами.The rotorcraft is usually equipped with one or more wings that help improve the stability and controllability of the rotorcraft during flight. Therefore, such wings are sometimes also called horizontal stabilizers, horizontal stabilizers, or stabilizer wings.
Традиционно, вертолеты имеют одно или более крыльев-стабилизаторов, размещенных на заднем конце хвостового оперения. В некоторых моделях крылья-стабилизаторы выступают из задней части хвостовой балки или из киля. В других моделях единственное крыло-стабилизатор размещается на вершине киля. Последняя конфигурация, в которой единственное крыло-стабилизатор размещается на вершине киля, иногда также называется T-образным хвостовым оперением.Traditionally, helicopters have one or more stabilizer wings located at the aft end of the tail assembly. On some models, stabilizer wings extend from the rear of the tail boom or from the keel. In other models, a single stabilizer wing is placed at the top of the keel. The latter configuration, in which a single stabilizer wing is placed at the top of the keel, is sometimes also referred to as the T-tail.
Вследствие местоположения крыльев-стабилизаторов в хвостовой области винтокрылого летательного аппарата они типично подвергаются воздействию структур воздушных потоков, создаваемых по меньшей мере одним несущим винтом. Эти структуры воздушных потоков, которые иногда также называются спутной струей или спутной струей несущего винта, взаимодействуют с крыльями-стабилизаторами и определяют аэродинамическую нагрузку на крылья-стабилизаторы.Due to the location of the stabilizer wings in the tail region of the rotorcraft, they are typically exposed to airflow patterns generated by at least one rotor. These airflow patterns, sometimes also referred to as wake or rotor wake, interact with the stabilizer wings and determine the aerodynamic load on the stabilizer wings.
Сила взаимодействия между спутной струей несущего винта и крылом-стабилизатором зависит от позиционирования крыла-стабилизатора относительно винта и от состояния полета (например, во время взлета и приземления или во время горизонтального полета). Однако, формирование аэродинамических нагрузок на крыле-стабилизаторе, которые являются значительными для определения конструкционного размера крыла-стабилизатора, может обычно не предотвращаться.The force of interaction between the wake of the main rotor and the stabilizer wing depends on the position of the stabilizer wing relative to the propeller and on the state of flight (for example, during takeoff and landing or during level flight). However, the formation of aerodynamic loads on the stabilizer wing, which are significant for determining the structural dimension of the stabilizer wing, can usually not be prevented.
Крыло-стабилизатор формирует некоторую величину статической аэродинамической нагрузки преднамеренно (например, чтобы улучшать устойчивость и управляемость винтокрылого летательного аппарата во время полета). Однако, нежелательные неустойчивые аэродинамические нагрузки также получаются в результате взаимодействия спутной струи несущего винта с крылом-стабилизатором.The stabilizer wing generates some amount of static aerodynamic load intentionally (for example, to improve the stability and controllability of the rotorcraft during flight). However, undesirable unstable aerodynamic loads are also obtained as a result of the interaction of the rotor wake jet with the stabilizer wing.
Эти неустойчивые аэродинамические нагрузки могут иногда достигать значительных амплитуд, которые могут вести к усталостным разрушениям крыла-стабилизатора. Следовательно, особое внимание во время разработки крыла-стабилизатора часто требуется, чтобы гарантировать расчет конструкции, который в значительной степени снижает риск усталостных разрушений, вызванных нежелательными неустойчивыми аэродинамическими нагрузками.These unstable aerodynamic loads can sometimes reach significant amplitudes, which can lead to fatigue failure of the stabilizer wing. Consequently, special care during the design of a stabilizer wing is often required to ensure a structural design that greatly reduces the risk of fatigue damage caused by unwanted unstable aerodynamic loads.
Проблема часто усугубляется фактом того, что одна из динамических собственных частот колебаний крыла-стабилизатора и хвостовой балки является близкой к частоте возбуждения спутной струи несущего винта. Такие условия резонанса между спутной струей несущего винта и крылом-стабилизатором могут быть предотвращены посредством увеличения либо жесткости конструкции, либо массы крыла-стабилизатора.The problem is often compounded by the fact that one of the dynamic natural frequencies of the stabilizer wing and tail boom oscillations is close to the rotor wake. Such resonance conditions between the rotor wake and the stabilizer wing can be prevented by increasing either the structural rigidity or the stabilizer wing mass.
Однако, увеличение жесткости конструкции или массы крыла-стабилизатора добавляет веса в чувствительной области винтокрылого летательного аппарата, поскольку это смещает центр тяжести дальше назад. Особенно, когда крыло-стабилизатор размещается на киле, структурные и динамические проблемы являются трудно решаемыми. В результате, крылья-стабилизаторы редко размещаются на киле, что в ином случае было бы очень полезным для качества управляемости и эксплуатационных качеств.However, increasing the structural rigidity or mass of the stabilizer wing adds weight in the sensitive area of the rotorcraft as it moves the center of gravity further back. Especially when the stabilizer is placed on the keel, structural and dynamic problems are difficult to solve. As a result, stabilizer wings are rarely placed on the keel, which would otherwise be very beneficial to handling and performance.
Вместо этого, большинство традиционных решений размещают крыло-стабилизатор в позиции, которая находится в вертикальном направлении ниже плоскости несущего винта (например, на хвостовой балке). В результате, взаимодействие между спутной струей несущего винта и крылом-стабилизатором, главным образом, возникает при более низких скоростях полета. Поскольку воздушные нагрузки увеличиваются со скоростью полета, взаимодействие между спутной струей несущего винта и крылом-стабилизатором при более низких скоростях полета формирует сравнительно умеренные неустойчивые аэродинамические нагрузки, в то время как статическая воздушная нагрузка на крыло-стабилизатор является сравнительно низкой. Таким образом, поскольку конструкция крыла-стабилизатора подвергается наложению статической воздушной нагрузки и неустойчивых аэродинамических нагрузок, конструкция крыла-стабилизатора не достигает своих усталостных пределов при более низких скоростях полета.Instead, most conventional solutions place the stabilizer wing in a position that is vertically below the plane of the main rotor (for example, on the tail boom). As a result, the interaction between the rotor wake and the stabilizer wing mainly occurs at lower flight speeds. Since air loads increase with flight speed, the interaction between the rotor wake and the stabilizer wing at lower flight speeds produces relatively moderate unstable aerodynamic loads, while the static air load on the stabilizer wing is relatively low. Thus, since the stabilizer wing structure is subject to the imposition of static air load and unstable aerodynamic loads, the stabilizer wing structure does not reach its fatigue limits at lower flight speeds.
При высоких скоростях полета спутная струя несущего винта изменяет свою траекторию и проходит над низко расположенным крылом-стабилизатором (т.е., крылом-стабилизатором, которое располагается на хвостовой балке, например). Таким образом, даже если статическая воздушная нагрузка на крыло-стабилизатор является большей при высоких скоростях полета по сравнению с низкими скоростями полета, сравнительно небольшая амплитуда неустойчивых аэродинамических нагрузок низко расположенного крыла-стабилизатора имеет эффект того, что суммарная воздушная нагрузка остается хорошей в диапазоне пределов усталости.At high flight speeds, the main rotor wake jet changes its trajectory and passes over a low stabilizer wing (i.e., a stabilizer wing, which is located on the tail boom, for example). Thus, even if the static air load on the stabilizer wing is greater at high flight speeds compared to low flight speeds, the relatively small amplitude of unstable aerodynamic loads of the low stabilizer wing has the effect of keeping the total air load good in the fatigue range. ...
Однако, низко расположенное крыло-стабилизатор проявляет сниженные качества управляемости и эксплуатационные качества по сравнению с высоко расположенным крылом-стабилизатором (например, крылом-стабилизатором на вершине киля). Например, во время зависания и/или при низкой скорости полета низко расположенное крыло-стабилизатор лежит в струе несущего винта и формирует усилие, направленное к земле, которое иногда также называется прижимающим усилием. Это прижимающее усилие вынуждает винтокрылый летательный аппарат задирать носовую область, что иногда также называется кабрированием.However, a low stabilizer wing exhibits reduced handling and performance when compared to a high stabilizer wing (eg a stabilizer wing at the top of the keel). For example, during hovering and / or at low airspeed, the low stabilizer wing lies in the rotor jet and generates a force directed towards the ground, which is sometimes also called downforce. This downward force causes the rotorcraft to lift up the nose, sometimes also called nose-up.
Кабрирование может резко снижать обзор пилота в направлении земли. Кабрирование дополнительно формирует относительно высокое механическое напряжение на колонке несущего винта. Кроме того, прижимающее усилие может значительно снижать полезную нагрузку винтокрылого летательного аппарата. В качестве примера, прижимающее усилие может уменьшать полезную нагрузку вертолета в классе три-четыре тонны на величину, которая является эквивалентной одному пассажиру.Pitch-up can drastically reduce the pilot's line of sight to the ground. The cabling additionally creates a relatively high mechanical stress on the main rotor column. In addition, the downforce can significantly reduce the payload of the rotorcraft. By way of example, the downforce can reduce the payload of a helicopter in the three to four ton class by an amount that is equivalent to one passenger.
Кроме того, низко расположенное крыло-стабилизатор обычно должно быть установлено на хвостовой балке. Это ведет к более короткому плечу рычага и, тем самым, к уменьшенному стабилизирующему эффекту по сравнению с высоко расположенным крылом-стабилизатором.In addition, a low-slung fender should usually be mounted on the tail boom. This leads to a shorter lever arm and thus a reduced stabilizing effect compared to a high stabilizer wing.
Некоторые производители вертолетов пытаются преодолеть дилемму между управляемостью и эксплуатационными характеристиками, с одной стороны, и устойчивостью полета, с другой стороны, применяя высоко расположенное крыло-стабилизатор. Однако, как упомянуто выше, эти высоко расположенные крылья-стабилизаторы сталкиваются с проблемой сильных неустойчивых аэродинамических нагрузок, вызванных взаимодействием со спутной струей несущего винта в крейсерском полете.Some helicopter manufacturers are trying to overcome the dilemma between handling and performance, on the one hand, and flight stability, on the other, by using a high-mounted stabilizer wing. However, as mentioned above, these high-positioned stabilizer wings face the problem of high unstable aerodynamic loads caused by the rotor wake interaction during cruise flight.
Поскольку неустойчивые аэродинамические нагрузки ставят серьезные конструктивные проблемы, относительно небольшое число вертолетов, спроектированных на сегодняшний день, отличаются высоко расположенным крылом-стабилизатором. Часто вертолеты с высоко расположенными крыльями-стабилизаторами включают в себя дополнительное средство для уменьшения неустойчивых аэродинамических нагрузок. Среди таких средств существует сужение крыльев-стабилизаторов (т.е., крыло-стабилизатор имеет длину хорды, которая длиннее в корневой части по сравнению с концами) или включение конструктивных усилений. Эти усиления типично состоят из утолщения крыла-стабилизатора в его соединении с хвостовой балкой или килем или установки подпорок, которые внешне поддерживают крыло-стабилизатор.Because unstable aerodynamic loads pose serious design problems, the relatively few helicopters designed to date feature a high stabilizer wing. Often, helicopters with high wing stabilizers include additional means to reduce erratic aerodynamic loads. Among such means are the tapering of the stabilizer wings (ie, the stabilizer wing has a chord length that is longer at the root than the ends) or the inclusion of structural reinforcements. These reinforcements typically consist of a thickening of the stabilizer wing at its connection to the tail boom or keel, or the installation of struts that externally support the stabilizer wing.
Например, усовершенствованный вертолет огневой поддержки AV-02 Hughes YAH-64 имеет T-образное хвостовое оперение (т.е., крыло-стабилизатор на киле) со стреловидностью (т.е., крыло-стабилизатор располагается под углом назад от коревой части к концам) и сужением. Agusta-Bell BA609 отличается T-образным хвостовым оперением с сужением, в результате чего, крыло-стабилизатор имеет прямую переднюю и заднюю кромки. RAH-66 Comanche имеет T-образное хвостовое оперение с прямым крылом-стабилизатором (т.е., крыло-стабилизатор на вершине киля с прямой передней и задней кромками, но без стреловидности). Kamov Ka-60 имеет T-образное хвостовое оперение с прямым крылом-стабилизатором и подпорками к килю.For example, the improved AV-02 Hughes YAH-64 fire support helicopter has a T-shaped tail (i.e., a stabilizer wing on the keel) with a sweep (i.e., the stabilizer wing is angled backward from the bark to ends) and narrowing. The Agusta-Bell BA609 features a T-shaped tail unit with a taper, resulting in a stabilizer wing with straight leading and trailing edges. The RAH-66 Comanche has a T-shaped tail with a straight stabilizer wing (i.e., a stabilizer wing at the top of the keel with straight leading and trailing edges, but no sweep). Kamov Ka-60 has a T-shaped tail unit with a straight stabilizer wing and supports to the keel.
Обе меры, сужение крыла-стабилизатора и усиления, являются неблагоприятными с аэродинамической точки зрения, поскольку они увеличивают лобовое сопротивление, уменьшают эффективность крыла-стабилизатора и уменьшают диапазон состояний полета, в которых крыло-стабилизатор имеет способность стабилизировать винтокрылый летательный аппарат.Both the narrowing of the stabilizer wing and the reinforcement are aerodynamically disadvantageous in that they increase drag, decrease the efficiency of the stabilizer wing, and reduce the range of flight states in which the stabilizer wing has the ability to stabilize the rotorcraft.
Документ EP 2 899 118 A1 описывает винтокрылый летательный аппарат с фюзеляжем и по меньшей мере одним несущим винтом, упомянутый по меньшей мере один несущий винт является приводимым в действие для управления ассоциированным углом тангажа упомянутого винтокрылого летательного аппарата в действии, и упомянутый фюзеляж оборудуется по меньшей мере одним пассивным аэродинамическим устройством типа крыла, которое приспосабливается для формирования независимо от упомянутого ассоциированного угла тангажа подъемной силы, действующей на упомянутый фюзеляж, упомянутая подъемная сила ориентируется перпендикулярно воздушному потоку, который направляется при эксплуатации упомянутого винтокрылого летательного аппарата против упомянутого пассивного аэродинамического устройства типа крыла. Винтокрылый летательный аппарат дополнительно содержит киль с рулем направления и хвостовым крылом в форме T-образного хвостового оперения, предусмотренным на хвостовой балке фюзеляжа. Хвостовое крыло может быть регулируемым по своему наклону и действовать в качестве дополнительной подъемной поверхности.EP 2 899 118 A1 describes a rotorcraft with a fuselage and at least one rotor, said at least one rotor is actuated to control the associated pitch angle of said rotorcraft in operation, and said fuselage is equipped with at least one passive wing-type aerodynamic device, which is adapted to generate, independently of said associated pitch angle, a lift acting on said fuselage, said lift is oriented perpendicular to the air flow that is directed during operation of said rotorcraft against said passive wing-type aerodynamic device. The rotorcraft further comprises a keel with a rudder and a T-shaped tail wing provided on the fuselage tail boom. The tail wing can be tilt adjustable and act as an additional lifting surface.
Документ CN 103 979 105 A описывает летательный аппарат с крылом изменяемой геометрии с вертикальным типом взлета и приземления. Летательный аппарат с крылом изменяемой геометрии с вертикальным типом взлета и приземления содержит корпус летательного аппарата, основное крыло, левое крыло и правое крыло, при этом основное крыло размещается в нижней части корпуса летательного аппарата; левое крыло и правое крыло соответственно присоединяются к двум концам основного крыла; втулка вала для поворота левого крыла и втулка вала для поворота правого крыла устанавливаются в основном крыле; один комплект из вала поворота левого крыла во втулке вала для поворота левого крыла размещается в левом крыле; один комплект из вала для поворота правого крыла во втулке вала для поворота правого крыла размещается на правом крыле; механизм рулевого управления левого крыла и механизм рулевого управления правого крыла также размещаются в основном крыле; механизм рулевого управления левого крыла используется для приведения в действие вала поворота левого крыла, чтобы регулировать направление левого крыла; механизм рулевого управления правого крыла используется для приведения в действие вала поворота правого крыла, чтобы регулировать направление правого крыла. Летательный аппарат с крылом изменяемой геометрии с вертикальным типом взлета и приземления является приспособленным для реализации вертикального взлета и приземления модели самолета и беспилотного летательного аппарата, быстрой реализации различных состояний полета и эффективного торможения и движения назад в полете.CN 103 979 105 A describes a vertical takeoff and landing variable wing aircraft. An aircraft with a variable geometry wing with a vertical take-off and landing type comprises an aircraft body, a main wing, a left wing and a right wing, the main wing being located in the lower part of the aircraft body; the left wing and the right wing are respectively attached to the two ends of the main wing; a shaft sleeve for turning the left wing and a shaft sleeve for turning the right wing are installed in the main wing; one set of the left wing rotation shaft in the left wing rotation shaft sleeve is located in the left wing; one set of the right wing pivot shaft in the right wing pivot shaft sleeve is located on the right wing; the left wing steering mechanism and the right wing steering mechanism are also housed in the main wing; the left wing steering mechanism is used to drive the left wing steering shaft to adjust the direction of the left wing; the right wing steering mechanism is used to drive the right wing pivot shaft to adjust the direction of the right wing. Variable geometry wing aircraft with vertical take-off and landing type is adapted to realize vertical take-off and landing of model airplane and unmanned aerial vehicle, quickly realize various flight conditions, and efficient braking and backward motion in flight.
Документ EP 2 666 719 B1 описывает летательный аппарат, который включает в себя фюзеляж по меньшей мере один несущий винт, снабженный множеством лопастей по меньшей мере толкающий винт с переменным шагом винта по меньшей мере один аэродинамический профиль и по меньшей мере один мотор, приводящий во вращение несущий винт и каждый толкающий винт. Аэродинамический профиль может содержать два полукрыла, расположенных с обеих сторон фюзеляжа, и по меньшей мере один горизонтальный стабилизатор, расположенный на одном конце летательного аппарата и снабженный по меньшей мере одной подвижной поверхностью.EP 2 666 719 B1 describes an aircraft that includes a fuselage at least one main rotor provided with a plurality of blades, at least a pusher rotor with a variable pitch propeller, at least one airfoil and at least one motor driving main rotor and each push rotor. The airfoil may comprise two half-wings located on both sides of the fuselage and at least one horizontal stabilizer located at one end of the aircraft and provided with at least one movable surface.
Документ WO 1999/067130 A1 описывает горизонтальный стабилизатор, определяющий первый и второй узлы, расположенные по размаху крыла, при этом первый узел, расположенный по размаху крыла, определяет первый угол наклона, а второй узел, расположенный по размаху крыла, определяет второй угол наклона, при этом угол наклона отличается от одного узла к другому, например, один больше другого. Горизонтальный стабилизатор функционирует, чтобы благоприятно влиять на распределение подъемной силы по размаху крыла, чтобы уменьшать изгибающие моменты около его монтажной поверхности. Различные варианты осуществления горизонтального стабилизатора включают в себя использование вертикально протягивающихся выступов вдоль задней кромки горизонтального стабилизатора, ступенчатого перехода, чтобы резко изменять угол наклона от одного узла к другому, и распределенное скручивание, которое постепенно изменяет угол наклона.WO 1999/067130 A1 describes a horizontal stabilizer defining the first and second nodes located along the wingspan, the first node located along the wingspan defining the first pitch angle, and the second node located along the wingspan defining the second pitch angle, the angle of inclination differs from one node to another, for example, one more than the other. The horizontal stabilizer functions to favorably influence the distribution of lift over the wingspan to reduce bending moments near its mounting surface. Various embodiments of the horizontal stabilizer include the use of vertically extending ridges along the trailing edge of the horizontal stabilizer, a stepped transition to abruptly change the angle of inclination from one node to another, and distributed twisting that gradually changes the angle of inclination.
Документ EP 0 254 605 A1 описывает направленное и стабилизирующее устройство, которое содержит туннельный хвостовой винт, приводимый во вращение в поперечном шве, сформированном в обтекателе, наклоненном по отношению к вертикали на угол между 0° и 45°. Он также включает в себя "направленное внутрь V-образное" хвостовое оперение, присоединенное к вершине кожуха, и две аэродинамических поверхности, протягивающихся ассиметрично относительно вертикальной плоскости, проходящей через вершину обтекателя. Аэродинамические поверхности являются наклоненными в диапазонах углов между 0° и 45°.EP 0 254 605 A1 describes a directional and stabilizing device which comprises a tunnel tail rotor driven in rotation in a transverse seam formed in a fairing inclined with respect to the vertical by an angle between 0 ° and 45 °. It also includes an "inward V-shaped" empennage attached to the top of the cowl and two aerofoils extending asymmetrically about a vertical plane passing through the top of the fairing. Aerodynamic surfaces are inclined in angular ranges between 0 ° and 45 °.
Документ US 3,464,650 A описывает летательный аппарат с винтом/крылом с закрылками для выполнения вертикального и укороченного взлета и приземления (V/STOL). На вершине вертикального хвостового оперения летательный аппарат имеет горизонтальный стабилизатор, который может иметь полностью подвижный тип или иметь отдельно подвижные фрагменты. Эти отдельные фрагменты будут действовать как традиционные рули высоты или могут быть соединены, чтобы функционировать в качестве элеронов для управления креном в полете вперед способом двойной функции подъемных поверхностей. Органы управления традиционного летательного аппарата используются, чтобы задействовать горизонтальный стабилизатор, и руль направления на вертикальном хвостовом оперении, для управления в полете вперед.US 3,464,650 A describes a propeller / wing aircraft with flaps for vertical and short take-off and landing (V / STOL). At the apex of the vertical tail, the aircraft has a horizontal stabilizer, which can be of a fully movable type or have separate movable fragments. These individual pieces will act as traditional elevators, or can be linked together to function as ailerons to control the roll in forward flight in a dual function lifting surfaces. Conventional aircraft controls are used to engage the horizontal stabilizer and the vertical tail rudder for forward flight control.
Другие крылья-стабилизаторы для примера описываются в документах CN 106 516 082 A, US 2016/0031554 A1, WO 2005/005250 A2, US 5,738,301 A и US 3,902,688 A. Эти документы, соответственно, описывают крылья-стабилизаторы в винтокрылом летательном аппарате, которые являются по меньшей мере похожими на вышеописанные крылья-стабилизаторы. Документы EP2409917 и WO2009155584 были процитированы.Other stabilizer wings are described by way of example in documents CN 106 516 082 A, US 2016/0031554 A1, WO 2005/005250 A2, US 5,738,301 A and US 3,902,688 A. These documents respectively describe stabilizer wings in a rotorcraft, which are at least similar to the stabilizer wings described above. EP2409917 and WO2009155584 have been cited.
Вкратце, взаимодействие между спутной струей несущего винта и горизонтальными крыльями-стабилизаторами в винтокрылых летательных аппаратах зависит от режима полета (т.е., зависание, полет вперед с низкой или высокой скоростью) и размещения крыла-стабилизатора на винтокрылом летательном аппарате (т.е., низко расположено или высоко расположено), что имеет влияние на управляемость, эксплуатационные качества и устойчивость полета. Высоко расположенные крылья-стабилизаторы обеспечивают лучшую управляемость, эксплуатационные качества и устойчивость полета по сравнению с низко расположенными крыльями-стабилизаторами. Однако, как упомянуто выше, высоко расположенные крылья-стабилизаторы сталкиваются с проблемой сильных неустойчивых аэродинамических нагрузок, вызванных взаимодействием со спутной струей несущего винта в крейсерском полете.In short, the interaction between rotor wake and horizontal stabilizer wings in rotary-wing aircraft depends on the flight mode (i.e. hovering, forward flight at low or high speed) and the placement of the stabilizer wing on the rotorcraft (i.e. ., low or high), which has an impact on controllability, performance and flight stability. High stabilizer wings provide better controllability, performance and flight stability compared to low stabilizer wings. However, as mentioned above, high-positioned stabilizer wings face the problem of high unstable aerodynamic loads caused by interaction with the rotor wake during cruise flight.
Следовательно, целью является предоставление винтокрылого летательного аппарата с фюзеляжем по меньшей мере одним несущим винтом и крылом-стабилизатором. Крыло-стабилизатор должно снижать неустойчивые аэродинамические нагрузки, вызванные взаимодействием со спутной струей несущего винта по меньшей мере одного несущего винта, в то же время обеспечивая улучшенную управляемость, эксплуатационные качества и устойчивость полета по сравнению с традиционными крыльями-стабилизаторами.The aim is therefore to provide a rotorcraft with a fuselage of at least one rotor and a stabilizer wing. The stabilizer wing should reduce unstable aerodynamic loads caused by the interaction with the rotor wake of at least one main rotor while providing improved controllability, performance and flight stability compared to traditional stabilizer wings.
Эти цели решаются посредством винтокрылого летательного аппарата, который содержит отличительные признаки по пункту 1 формулы изобретения. Более конкретно, винтокрылый летательный аппарат может содержать фюзеляж, имеющий центральную линию по меньшей мере один несущий винт, который создает завихрения во время работы, и крыло-стабилизатор, которое соединяется с фюзеляжем. Крыло-стабилизатор снабжается левым концом крыла, правым концом крыла, линией четвертей хорд с ненулевой кривизной, так что взаимодействие между завихрениями, создаваемыми по меньшей мере одним несущим винтом, и линией четвертей хорд распределяется по времени, передней кромкой, которая является дугообразной, и задней кромкой, которая является дугообразной.These goals are solved by a rotary-wing aircraft, which contains the distinctive features of paragraph 1 of the claims. More specifically, the rotorcraft may comprise a fuselage having a centerline of at least one main rotor that creates turbulence during operation and a stabilizer wing that connects to the fuselage. The stabilizer wing is provided with a left wing end, a right wing end, a chord quarter line with nonzero curvature, so that the interaction between the vortices created by at least one main rotor and the chord quarter line is distributed in time, the leading edge, which is arcuate, and the trailing edge. an edge that is arcuate.
Преимущественно, в винтокрылом летательном аппарате по меньшей мере с одним несущим винтом вышеописанное крыло-стабилизатор с линией четвертей хорд, имеющей ненулевую кривизну, ведет к уменьшенным неустойчивым аэродинамическим нагрузкам, вызванным спутной струей по меньшей мере одного несущего винта на крыло-стабилизатор. Такие крылья-стабилизаторы могут быть использованы на любом винтокрылом летательном аппарате по меньшей мере с одним несущим винтом, включающем в себя летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой, мультикоптеры, вертолеты, дроны и т.д.Advantageously, in a rotorcraft with at least one main rotor, the above-described stabilizer wing with a quarter-chord line having a non-zero curvature leads to reduced unstable aerodynamic loads caused by the wake of at least one main rotor on the stabilizer wing. Such stabilizer wings can be used on any rotorcraft with at least one main rotor, including vertical takeoff and landing aircraft, multicopters, helicopters, drones, etc.
Крыло-стабилизатор имеет отдельную форму в плане (т.е., отдельную форму, когда рассматривается сверху). Отдельная форма в плане крыла-стабилизатора уменьшает неустойчивые нагрузки, создаваемые посредством взаимодействия со спутной струей несущего винта по меньшей мере одного несущего винта. В противоположность существующим формам в плане крыла-стабилизатора, которые, главным образом, являются прямоугольными или состоят из двух трапеций, предлагается форма в плане, в которой передняя и задняя кромки отличаются кривизной.The stabilizer wing has a separate shape in plan view (i.e., a separate shape when viewed from above). The separate shape in plan of the stabilizer wing reduces unstable loads generated by interaction with the rotor wake of at least one main rotor. In contrast to the existing stabilizer wing planes, which are mainly rectangular or consist of two trapezoids, a plan view is proposed in which the leading and trailing edges differ in curvature.
Соответственно, линия четвертей хорд крыла-стабилизатора является изогнутой. Другими словами, линия, которая соединяет все точки, которые располагаются в четверти длины хорды, которая является расстоянием от передней до задней кромки крыла-стабилизатора вдоль хорды, от передней кромки, является изогнутой. Наличие изогнутой линии четвертей хорд преимущественно изменяет реакцию крыла-стабилизатора на колебания спутной струи несущего винта по сравнению с крыльями стабилизатора с прямой линией четвертей хорд.Accordingly, the quarter-chord line of the stabilizer wing is curved. In other words, the line that connects all points that are in the quarter of the chord length, which is the distance from the leading edge to the trailing edge of the stabilizer wing along the chord, from the leading edge, is curved. The presence of a curved line of chord quarters predominantly changes the response of the stabilizer wing to wake oscillations of the main rotor as compared to the stabilizer wings with a straight line of chord quarters.
Фактически, спутная струя несущего винта проявляет регулярную структуру воздушного потока в крейсерском полете, и эта структура определяет временную последовательность состояний нагрузки на крыле-стабилизаторе. Изогнутая линия четвертей хорд изменяет отношение между крылом-стабилизатором и структурой протекания спутной струи несущего винта, уменьшая амплитуду неустойчивых нагрузок. Таким образом, крыло-стабилизатор становится менее восприимчивым к кратковременным состояниям нагрузки типа, который создает высокое механическое напряжение в месте соединения крыла-стабилизатора с винтокрылым летательным аппаратом (например, на хвостовой балке или киле), где крыло-стабилизатор является конструктивно чувствительным. В частности, мгновенные колебания крыла-стабилизатора вокруг продольной оси винтокрылого летательного аппарата извлекают пользу из уменьшенного взаимодействия между спутной струей несущего винта и крылом-стабилизатором, поскольку эти мгновенные колебания являются наиболее критичными для места соединения крыла-стабилизатора с винтокрылым летательным аппаратом с конструктивной точки зрения.In fact, the rotor wake manifests a regular airflow pattern during cruise flight, and this pattern determines the temporal sequence of loading conditions on the stabilizer wing. The curved line of the quarter-chords changes the relationship between the stabilizer wing and the rotor wake flow pattern, reducing the amplitude of unstable loads. Thus, the stabilizer wing becomes less susceptible to transient loading conditions of the type that create high mechanical stress at the junction of the stabilizer wing with the rotorcraft (for example, on the tail boom or keel), where the stabilizer wing is structurally sensitive. In particular, the instantaneous oscillations of the stabilizer wing about the longitudinal axis of the rotorcraft benefit from the reduced interaction between the rotor wake and the stabilizer wing, since these instantaneous oscillations are the most critical for the junction of the stabilizer wing to the rotorcraft from a structural point of view. ...
Поскольку предложенная новая форма в плане крыла-стабилизатора значительно снижает неустойчивые нагрузки аэродинамического происхождения в месте присоединения крыла-стабилизатора, крепежная арматура крыла-стабилизатора может быть спроектирована более экономичной по весу, и более экономичной по пространству (т.е., с менее потенциально негативным влиянием на аэродинамическую форму области взаимосвязывания между крылом-стабилизатором и хвостовой балкой или килем) по сравнению с крепежными арматурами традиционных крыльев-стабилизаторов.Since the proposed new shape in terms of the stabilizer wing significantly reduces unstable aerodynamic loads at the attachment point of the stabilizer wing, the stabilizer wing mounting reinforcement can be designed more economical in weight, and more economical in space (i.e., with less potentially negative influence on the aerodynamic shape of the interconnection area between the stabilizer wing and the tail boom or keel) compared to the fastening reinforcement of traditional stabilizer wings.
Значительная экономия веса может быть достигнута благодаря уменьшенным неустойчивым аэродинамическим нагрузкам. В качестве примера, крыло-стабилизатор может требовать меньше конструктивных усилений. В качестве другого примера, прочность и вес конструкций, к которым крыло-стабилизатор присоединяется (например, хвостовой балки или киля), и которым крыло-стабилизатор передает неустойчивые аэродинамические нагрузки, также могут быть конструктивно уменьшены.Significant weight savings can be achieved due to the reduced unstable aerodynamic loads. As an example, a stabilizer wing may require less structural reinforcement. As another example, the strength and weight of structures to which the stabilizer wing is attached (eg, tail boom or keel), and to which the stabilizer wing transmits unstable aerodynamic loads, can also be structurally reduced.
Киль винтокрылого летательного аппарата часто является конструктивно слабым компонентом. Следовательно, крыло-стабилизатор с изогнутой линией четвертей хорд, которая значительно снижает неустойчивые нагрузки, вызванные спутной струей несущего винта, является особенно полезным, когда установлено на киль. В действительности, аэродинамическое взаимодействие между спутной струей несущего винта и крылом-стабилизатором происходит при высокой скорости, и неустойчивые нагрузки на крыле-стабилизаторе обычно достигают наивысших амплитуд, когда крыло-стабилизатор установлено на киле.The keel of a rotary-wing aircraft is often a structurally weak component. Consequently, a stabilizer wing with a curved quarter-chord line, which greatly reduces unstable loads caused by rotor wake, is particularly useful when mounted on the keel. In fact, the aerodynamic interaction between the rotor wake and the stabilizer wing occurs at high speed, and unstable loads on the stabilizer wing usually reach their highest amplitudes when the stabilizer wing is mounted on the keel.
Кроме того, время подвергания крыла-стабилизатора этим высоким неустойчивым нагрузкам, вызванным спутной струей несущего винта, составляет большую долю рабочего времени винтокрылого летательного аппарата. Большое расстояние между крылом-стабилизатором и фюзеляжем превращает узел крепления киля в место соединения, которое реагирует большими отклонениями на нагрузки крыла-стабилизатора и проявляет низкую собственную частоту колебаний, которую трудно корректировать при необходимости с точки зрения динамики конструкций.In addition, the exposure time of the stabilizer wing to these high unstable loads caused by the rotor wake is a large proportion of the rotorcraft's operating time. The large distance between the stabilizer wing and the fuselage turns the keel attachment into a junction that reacts with large deflections to the stabilizer wing loads and exhibits a low natural vibration frequency, which is difficult to correct if necessary from the point of view of structural dynamics.
Крыло-стабилизатор с кривой линией четвертей хорд может добиваться имеющей решающее значение величины уменьшения неустойчивой нагрузки, которая является необходимой для реализации в ином случае затруднительной конструкции установленного на киль крыла-стабилизатора. Несколько важных преимуществ для качества управляемости и эксплуатационных качеств могут быть реализованы, если крыло-стабилизатор с изогнутой линией четвертей хорд устанавливается на киль, как детализировано в недостатках предшествующего уровня техники.A stabilizer wing with a curved chord quarter can achieve a critical amount of reduction in unstable load that is necessary to realize the otherwise difficult design of a keel-mounted stabilizer. Several important controllability and performance advantages can be realized if a curved quarter-chord stabilizer is mounted on the keel, as detailed in the disadvantages of the prior art.
Согласно одному аспекту, фюзеляж продолжается в продольном направлении между носовой областью и хвостовой областью, и линия четвертей хорд крыла-стабилизатора находится ближе к хвостовой области по меньшей мере на одном из левого и правого концов крыла, чем центральная линия фюзеляжа.In one aspect, the fuselage extends longitudinally between the nose region and the tail region, and the quarter-chord line of the stabilizer wing is closer to the tail region at at least one of the left and right ends of the wing than the center line of the fuselage.
Согласно одному аспекту, фюзеляж продолжается в продольном направлении между носовой областью и хвостовой областью, и линия четвертей хорд крыла-стабилизатора находится ближе к носовой области по меньшей мере на одном из левого и правого концов крыла чем центральная линия фюзеляжа.In one aspect, the fuselage extends longitudinally between the nose and the aft region, and the quarter-chord line of the stabilizer wing is closer to the nose at at least one of the left and right ends of the wing than the centerline of the fuselage.
Согласно одному аспекту, абсолютное значение ненулевой кривизны линии четвертей хорд больше 0,2.In one aspect, the absolute value of the non-zero curvature of the chord quarter line is greater than 0.2.
Согласно одному аспекту, абсолютное значение ненулевой кривизны линии четвертей хорд меньше 4.In one aspect, the absolute value of the non-zero curvature of the chord quarter line is less than 4.
Согласно одному аспекту, ненулевая кривизна линии четвертей хорд изменяется от первого значения на первом расстоянии от центральной линии фюзеляжа до второго значения на втором расстоянии от центральной линии фюзеляжа, так что ненулевая кривизна линии четвертей хорд является непостоянной между первым и вторым расстоянием от центральной линии фюзеляжа.In one aspect, the non-zero curvature of the quarter-chord line changes from a first value at a first distance from the fuselage centerline to a second value at a second distance from the fuselage centerline, such that the non-zero curvature of the quarter-chord line is non-constant between the first and second distance from the fuselage centerline.
Согласно одному аспекту, крыло-стабилизатор имеет полукрыло, протягивающееся между центральной линией и концом крыла из левого и правого концов крыла, при этом первая, вторая, третья и четвертая точки располагаются на линии четвертей хорд на первом, втором, третьем и четвертом расстояниях от центральной линии фюзеляжа, соответственно, при этом первое, второе, третье и четвертое расстояния составляют 10%, 30%, 50% и 70% размаха полукрыла, соответственно, при этом ненулевая кривизна линии четвертей хорд является ненулевой между первой и четвертой точками, и при этом прямая линия между первой и четвертой точками имеет пятое расстояние от линии четвертей хорд между второй и третьей точками, которое больше 2% размаха полукрыла.In one aspect, the stabilizer wing has a wing half extending between the centerline and the wing tip from the left and right ends of the wing, with the first, second, third, and fourth points located on a quarter-chord line at first, second, third and fourth distances from the centerline. fuselage lines, respectively, with the first, second, third and fourth distances being 10%, 30%, 50% and 70% of the wing span, respectively, while the nonzero curvature of the chord quarter line is nonzero between the first and fourth points, and at the same time the straight line between the first and fourth points has the fifth distance from the quarter-chord line between the second and third points, which is more than 2% of the wing span.
Согласно одному аспекту, линия четвертей хорд является симметричной центральной линии фюзеляжа.In one aspect, the quarter-chord line is symmetrical to the fuselage centerline.
Согласно одному аспекту, крыло-стабилизатор устанавливается по меньшей мере на одно из фюзеляжа, хвостовой балки, которая присоединяется к фюзеляжу, или вертикального киля, который присоединяется к хвостовой балке.In one aspect, a stabilizer wing is mounted on at least one of a fuselage, a tail boom that attaches to the fuselage, or a vertical keel that attaches to a tail boom.
Согласно одному аспекту, крыло-стабилизатор имеет постоянную длину хорды между левым и правым концами крыла для крыла-стабилизатора.In one aspect, the stabilizer wing has a constant chord length between the left and right ends of the stabilizer wing.
Согласно одному аспекту, крыло-стабилизатор имеет длину хорды, которая уменьшается от центральной линии фюзеляжа к левому и правому концам крыла для крыла-стабилизатора.In one aspect, the stabilizer wing has a chord length that decreases from the centerline of the fuselage towards the left and right ends of the stabilizer wing.
Согласно одному аспекту, крыло-стабилизатор дополнительно содержит левое полукрыло, имеющее первую стреловидность, и правое полукрыло, имеющее вторую стреловидность, которая отличается от первой стреловидности.In one aspect, the stabilizer wing further comprises a left wing half having a first sweep and a right wing half having a second sweep that is different from the first sweep.
Согласно одному аспекту, левое полукрыло имеет линию четвертей хорд с первой кривизной, правое полукрыло имеет линию четвертей хорд со второй кривизной, и вторая кривизна отличается от первой кривизны.In one aspect, the left wing has a quarter chord line with a first curvature, the right wing wing has a quarter chord line with a second curvature, and the second curvature is different from the first curvature.
Согласно одному аспекту, левое полукрыло имеет первую длину, а правое полукрыло имеет вторую длину, которая отличается от первой длины.In one aspect, the left wing has a first length and the right wing has a second length that is different from the first length.
Согласно одному аспекту, крыло-стабилизатор дополнительно содержит концевые аэродинамические поверхности.In one aspect, the stabilizer wing further comprises aerofoil end surfaces.
Согласно одному аспекту, винтокрылый летательный аппарат может быть осуществлен как вертолет.In one aspect, the rotorcraft may be implemented as a helicopter.
Варианты осуществления кратко излагаются в качестве примера в последующем описании со ссылкой на присоединенные чертежи. На этих присоединенных чертежах идентичные или идентично функционирующие компоненты и элементы могут быть обозначены идентичными ссылочными номерами и символами и, следовательно, описываются только один раз в последующем описании.The embodiments are outlined by way of example in the following description with reference to the attached drawings. In these accompanying drawings, identical or identically functioning components and elements may be designated by identical reference numbers and symbols and, therefore, are described only once in the following description.
- Фиг. 1A является схемой иллюстративного винтокрылого летательного аппарата с крылом-стабилизатором в соответствии с некоторыми вариантами осуществления,- Fig. 1A is a schematic diagram of an illustrative rotorcraft with a stabilizer wing, in accordance with some embodiments,
- Фиг. 1B является упрощенным видом сбоку иллюстративного винтокрылого летательного аппарата в соответствии с некоторыми вариантами осуществления,- Fig. 1B is a simplified side view of an illustrative rotorcraft in accordance with some embodiments,
- Фиг. 1C является упрощенным видом сверху иллюстративного винтокрылого летательного аппарата в соответствии с некоторыми вариантами осуществления,- Fig. 1C is a simplified top view of an illustrative rotorcraft in accordance with some embodiments,
- Фиг. 2 является схемой иллюстративного крыла-стабилизатора, имеющего линию четвертей хорд с ненулевой кривизной в соответствии с некоторыми вариантами осуществления,- Fig. 2 is a diagram of an exemplary stabilizer wing having a non-zero curvature chord quarter line in accordance with some embodiments,
- Фиг. 3A является схемой иллюстративного взаимодействия между центральной линией концевого завихрения лопасти несущего винта, достигающей линии четвертей хорд с ненулевой кривизной левой половины крыла-стабилизатора в соответствии с некоторыми вариантами осуществления,- Fig. 3A is a diagram of an illustrative interaction between a rotor blade tip vortex line reaching a non-zero curvature chord quarter line of the left wing half of a stabilizer wing, in accordance with some embodiments.
- Фиг. 3B является схемой иллюстративного взаимодействия между центральной линией концевого завихрения лопасти несущего винта, проходящей через линию четвертей хорд с ненулевой кривизной левой половины крыла-стабилизатора в соответствии с некоторыми вариантами осуществления,- Fig. 3B is a diagram of an exemplary interaction between a rotor blade tip vortex line passing through a non-zero curvature chord quarter line of the left wing half of the stabilizer wing, in accordance with some embodiments.
- Фиг. 3C является схемой иллюстративного взаимодействия между центральной линией концевого завихрения лопасти несущего винта, достигающей пересечения линии четвертей хорд с ненулевой кривизной крыла-стабилизатора и центральной линии фюзеляжа в соответствии с некоторыми вариантами осуществления,- Fig. 3C is a diagram of an exemplary interaction between a rotor blade end vortex centerline reaching the intersection of a non-zero curvature chord line of the stabilizer wing and a fuselage centerline, in accordance with some embodiments,
- Фиг. 4 является схемой последовательности центральных линий концевого завихрения лопасти несущего винта, достигающих иллюстративного крыла-стабилизатора, имеющего постоянную длину хорды и линию четвертей хорд с ненулевой кривизной в соответствии с некоторыми вариантами осуществления,- Fig. 4 is a sequence diagram of a rotor blade tip vortex center line reaching an exemplary stabilizer wing having a constant chord length and a non-zero curvature chord quarter line in accordance with some embodiments.
- Фиг. 5 является схемой последовательности центральных линий концевого завихрения лопасти несущего винта, достигающих иллюстративного крыла-стабилизатора, имеющего ассиметричный изгиб между левым и правым полукрыльями в соответствии с некоторыми вариантами осуществления, и- Fig. 5 is a sequence diagram of a rotor blade tip vortex center line reaching an exemplary stabilizer wing having an asymmetric bend between left and right wing lobes in accordance with some embodiments, and
- Фиг. 6 является схемой иллюстративного крыла-стабилизатора, имеющего сужающуюся длину хорды, линию четвертей хорд с ненулевой кривизной и центральную линию крыла, которая является перпендикулярной последовательности центральных линий концевого завихрения лопасти несущего винта в соответствии с некоторыми вариантами осуществления.- Fig. 6 is a diagram of an exemplary stabilizer wing having a tapered chord length, a non-zero curvature chord quarter line, and a wing centerline that is perpendicular to a series of rotor blade end vortex centerlines in accordance with some embodiments.
Фиг. 1A, 1B и 1C показывают винтокрылый летательный аппарат 100 с фюзеляжем 104 и несущим винтом 102. Фиг. 1A показывает трехмерное представление винтокрылого летательного аппарата 100, в то время как фиг. 1B иллюстрирует упрощенный вид сбоку винтокрылого летательного аппарата 100, а фиг. 1C - упрощенный вид сверху винтокрылого летательного аппарата 100.FIG. 1A, 1B and 1C show a
Винтокрылый летательный аппарат 100 иллюстративно осуществляется как вертолет, и несущий винт 102 иллюстративно осуществляется как бесшарнирный или бесшарнирный и бесподшипниковый многолопастный винт, имеющий множество лопастей 102a, 102b, 102c, 102d, 102e винта.The
Следует, однако, отметить, что настоящие варианты осуществления не ограничиваются вертолетами и могут аналогично быть применены к другим винтокрылым летательным аппаратам, которые оборудуются поворотными крыльями, независимо от того, определяют ли такие поворотные крылья шарнирно-сочлененные, бесшарнирные или бесшарнирные и бесподшипниковые многолопастные винты. Следует дополнительно отметить, что настоящие варианты осуществления могут также быть применены в случаях, когда предусматривается более одного несущего винта.It should be noted, however, that the present embodiments are not limited to helicopters and can similarly be applied to other rotary-wing aircraft that are equipped with pivoting wings, whether such pivoting wings define articulated, non-pivoting, or pivotless and bearingless multi-bladed propellers. It should be further noted that the present embodiments can also be applied in cases where more than one rotor is provided.
Фактически, примерные варианты осуществления могут быть включены в любой винтокрылый летательный аппарат по меньшей мере с одним несущим винтом и крылом-стабилизатором, в котором неустойчивые аэродинамические нагрузки, вызванные спутной струей по меньшей мере одного несущего винта на крыле-стабилизаторе, должны быть уменьшены. Примеры таких транспортных средств могут включать в себя винтокрылые летательные аппараты, такие как летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой, мультикоптеры, вертолеты, дроны и т.д.In fact, exemplary embodiments may be incorporated into any rotorcraft with at least one main rotor and stabilizer wing, in which unstable aerodynamic loads caused by the wake of at least one main rotor on the stabilizer wing are to be reduced. Examples of such vehicles may include rotary-wing aircraft such as vertical takeoff and landing aircraft, multicopters, helicopters, drones, etc.
Иллюстративно, винтокрылый летательный аппарат 100 может иметь фюзеляж 104, который формирует планер винтокрылого летательного аппарата 100. Фюзеляж 104 может соединяться с подходящим посадочным шасси и задней частью фюзеляжа. В качестве примера, посадочное шасси может быть посадочным шасси типа салазок, как показано на фиг. 1A. В качестве другого примера, посадочное шасси может иметь колеса, как показано на фиг. 1B. Задняя часть фюзеляжа может быть соединена с хвостовой балкой 121. Фюзеляж 104 для примера формирует кабину 104a, определяющую нос 107 фюзеляжа в носовой области 108 винтокрылого летательного аппарата 100.Illustratively, the
Фиг. 1B и 1C показывают винтокрылый летательный аппарат 100 в декартовой системе координат с осями X, Y и Z. Ось X продолжается в продольном направлении винтокрылого летательного аппарата 100 через носовую область 108 и хвостовую область 109 и иногда также называется продольной осью или осью длины.FIG. 1B and 1C show
Ось Y продолжается в поперечном направлении винтокрылого летательного аппарата 100 через левый и правый концы 160 крыла для крыла-стабилизатора 133 и иногда также называется поперечной осью, боковой осью или осью ширины. Ось Z продолжается в вертикальном направлении винтокрылого летательного аппарата 100 и иногда также называется вертикальной осью или осью высоты.The Y-axis extends laterally to the
Фюзеляж 104 может иметь центральную линию 130. Центральная линия 130 может быть параллельной или совпадать с осью X через центр 103 несущего винта. Другими словами, плоскость, определенная центральной линией 130 и осью Z, может определять ось симметрии фюзеляжа 104 в поперечном направлении.The
В качестве примера, винтокрылый летательный аппарат 100 может включать в себя по меньшей мере одно устройство реактивного момента, сконфигурированное, чтобы обеспечивать реактивный момент во время работы, т.е., оказывать противодействие крутящему моменту, создаваемому вращением по меньшей мере одного многолопастного винта 102, в целях балансировки винтокрылого летательного аппарата 100 с точки зрения поворота вокруг вертикальной оси. Если желательно, устройство реактивного момента может быть закрыто кожухом. По меньшей мере, одно устройство реактивного момента иллюстративно предусматривается в хвостовой области 109 винтокрылого летательного аппарата 100 и может иметь хвостовой винт 122.By way of example,
Хвостовая область 109 винтокрылого летательного аппарата 100 может иметь киль 131, который присоединяется к хвостовой балке 121, если желательно. В некоторых вариантах осуществления киль 131 может быть снабжен рулем 132 направления. Руль 132 направления может быть приспособлен для обеспечения улучшенного управления направлением и для оптимизированной путевой балансировки винтокрылого летательного аппарата 100. Если желательно, руль 132 направления может быть отклонен до больших углов, чтобы уменьшать придаваемое боковое сопротивление киля 131 при боковом полете.The
Иллюстративно, киль 131 может быть снабжен подходящим горизонтальным крылом-стабилизатором 133 в форме T-образного хвостового оперения. Другими словами, как показано на фиг. 1A и 1B, горизонтальное крыло-стабилизатор 133 может быть соединено с фюзеляжем 104 через киль 131 и хвостовую балку 121. Как показано, крыло-стабилизатор 133 может быть установлено на вершину киля 131.Illustratively, the
Если желательно, крыло-стабилизатор 133 может быть установлено в другой позиции винтокрылого летательного аппарата 100. Например, крыло-стабилизатор 133 может быть установлено непосредственно на фюзеляж 104, хвостовую балку 121 и/или киль 131 в позиции, которая находится на оси Z высоты ниже вершины киля 131.If desired, the
Крыло-стабилизатор 133 может быть снабжено левым и правым концами 160 крыла, передней кромкой 136, которая является дугообразной, и задней кромкой 137, которая является дугообразной.The
В качестве примера, крыло-стабилизатор 133 может иметь постоянную длину хорды. Другими словами, хорда крыла-стабилизатора 133, которая является воображаемой прямой линией, которая соединяет переднюю кромку 136 и заднюю кромку 137 крыла-стабилизатора 133, может иметь постоянную длину для каждой точки на передней кромке 136. Если желательно, крыло-стабилизатор 133 может иметь сужающуюся длину хорды. Другими словами, длина хорды крыла-стабилизатора 133 может быть больше на центральной линии 130 фюзеляжа 104 по сравнению с левым и правым концами 160 крыла.As an example, the
Иллюстративно, линия четвертей хорд крыла-стабилизатора 133, которая является воображаемой линией, которая соединяет все точки на различных хордах, которые находятся на четверти соответствующей длины хорды от передней кромки 136, может иметь ненулевую кривизну.Illustratively, the quarter-chord line of the
Как показано на фиг. 1A и 1C, линия четвертей хорд крыла-стабилизатора 133 является изогнутой назад. Другими словами, когда чертится соединительная линия между двумя произвольными точками на линии четвертей хорд крыла-стабилизатора 133, отрезок линии четвертей хорд между этими двумя произвольными точками находится ближе к носовой области 108, чем к соединительной линии.As shown in FIG. 1A and 1C, the quarter-chord line of the
Если желательно, линия четвертей хорд крыла-стабилизатора 133 может быть изогнута вперед. Другими словами, когда чертится соединительная линия между двумя произвольными точками на линии четвертей хорд крыла-стабилизатора 133, отрезок линии четвертей хорд между этими двумя произвольными точками находится ближе к хвостовой области 109, чем к соединительной линии.If desired, the quarter-chord line of the
Если желательно, крыло-стабилизатор 133 может иметь вертикальные или почти вертикальные расширения на левом и правом концах 160 крыла. Такие вертикальные или почти вертикальные расширения на концах крыла иногда также называются концевыми аэродинамическими поверхностями 138. Как показано на фиг. 1A, крыло-стабилизатор 133 имеет наклоненные книзу концевые аэродинамические поверхности 138. Однако, крыло-стабилизатор 133 может иметь отклоненные кверху концевые аэродинамические поверхности 138 или концевые аэродинамические поверхности 138, которые протягиваются вверх и вниз, если желательно.If desired, the
Несущий винт 102 и, таким образом, множество лопастей 102a, 102b, 102c, 102d, 102e винта, является приводимым в движение, т.е., управляемым, чтобы оказывать влияние на ассоциированный угол тангажа винтокрылого летательного аппарата 100 в действии. Иллюстративно, несущий винт 102 определяет центр 103 несущего винта и содержит колонку несущего винта. Колонка несущего винта имеет ось колонки несущего винта (например, ось 103a колонки несущего винта на фиг. 1B), которая определяет ость вращения несущего винта 102.The
Во время работы несущий винт 102 может формировать структуры воздушных потоков для обеспечения подъемной и направленной вперед или назад тяги. Такие структуры воздушных потоков иногда также называются спутной струей несущего винта или спутной струей. Спутная струя несущего винта для несущего винта 102 может взаимодействовать с крылом-стабилизатором 133. В частности, спутная струя несущего винта может накладывать аэродинамическую нагрузку на крыло-стабилизатор 133.During operation, the
Аэродинамическая нагрузка на крыло-стабилизатор 133 может быть разделена на статическую аэродинамическую нагрузку и неустойчивую аэродинамическую нагрузку. Статическая аэродинамическая нагрузка является желательной, поскольку она улучшает устойчивость полета и эксплуатационные качества. Неустойчивая аэродинамическая нагрузка является нежелательной, поскольку она создает конструктивное напряжение на крыле-стабилизаторе 133 и фрагментах винтокрылого летательного аппарата 100, к которым крыло-стабилизатор 133 присоединяется.The aerodynamic load on the
Неустойчивые аэродинамические нагрузки на крыле-стабилизаторе 133 вызываются изменениями в скорости воздушного потока и/или направлении воздушного потока и могут вызывать изменения подъема в крыле-стабилизаторе 133. Эти изменения подъема на крыле-стабилизаторе 133 возникают в ответ на изменения потока на линии четвертей хорд крыла-стабилизатора 133.Unstable aerodynamic loads on
Важные изменения в скорости воздушного потока и направлении возникают в спутной струе несущего винта в форме завихрений. Завихрения являются объемами воздуха, которые вращаются вокруг вытянутой, обычно искривленной оси, которая является центром завихрения. В винтокрылом летательном аппарате 100 завихрения исходят от концов лопастей 102a, 102b, 102c, 102d, 102e винта.Important changes in air velocity and direction occur in the rotor wake in the form of vortices. Vortexes are volumes of air that rotate around an elongated, usually curved axis that is the center of the vortex. In a
Вследствие вращения лопастей винта и одновременного движения вперед в направлении полета, форма оси концевого завихрения винта является похожей на форму спирали, когда рассматривается сверху. Спираль, в то время как создается на концах лопастей винта, перемещается назад относительно винтокрылого летательного аппарата 100 во время полета вперед со скоростью, почти идентичной скорости полета. Некоторая доля завихрений на концах лопастей винта будет двигаться посредством крыла-стабилизатора 133 и вызывать неустойчивые аэродинамические нагрузки.Due to the rotation of the rotor blades and the simultaneous forward movement in the direction of flight, the shape of the end vortex axis of the rotor is similar to that of a spiral when viewed from above. The helix, while being created at the ends of the rotor blades, moves backward relative to the
Поскольку изменения подъема на крыле-стабилизаторе 133 возникают в ответ на изменения потока на линии четвертей хорд крыла-стабилизатора 133, неустойчивые аэродинамические нагрузки на крыле-стабилизаторе 133 могут быть смоделированы приблизительно посредством взаимодействия между завихрениями на концах лопастей винта и линией четвертей хорд крыла-стабилизатора 133.Since the changes in lift on the
Как упомянуто выше, линия четвертей хорд крыла-стабилизатора 133 имеет ненулевую кривизну. Таким образом, взаимодействие между завихрениями, формируемыми по меньшей мере одним несущим винтом 102, и линией четвертей хорд может быть распределено по времени по сравнению с крыльями-стабилизаторами с прямой линией четвертей хорд.As mentioned above, the chord quarter line of the
Фактически, вследствие спиральной структуры, завихрения на концах лопастей винта периодически проходят через линию четвертей хорд крыла-стабилизатора 133. Для винта с N лопастей винта создается N спиралеобразных систем концевых завихрений винта, и, следовательно, N завихрений на концах лопастей винта проходят через крыло-стабилизатор 133 при каждом обороте винта. Соответственно, неустойчивые аэродинамические нагрузки на крыле-стабилизаторе 133 возникают периодически с основной частотой N для каждого оборота винта.In fact, due to the helical structure, the vortices at the ends of the rotor blades periodically pass through the line of the chord quarters of the
Благодаря изогнутой форме линии четвертей хорд форма периодических неустойчивых аэродинамических нагрузок в месте присоединения крыла-стабилизатора 133 на киле 131 или хвостовой балке 121 может иметь более плавные пики и уменьшенные амплитуды по сравнению с крылом-стабилизатором с прямой линией четвертей хорд. Это дополнительно иллюстрируется на фиг. 3A-3C.Due to the curved shape of the quarter-chord line, the shape of periodic unstable aerodynamic loads at the attachment of the
Фиг. 2 показывает иллюстративное крыло-стабилизатор, имеющее линию четвертей хорд с ненулевой кривизной в соответствии с некоторыми вариантами осуществления. Как показано на фиг. 2, крыло-стабилизатор 200 может иметь дугообразную переднюю кромку 210, дугообразную заднюю кромку 220 и линию 240 четвертей хорд с ненулевой кривизной.FIG. 2 shows an illustrative stabilizer wing having a non-zero curvature quarter-chord line, in accordance with some embodiments. As shown in FIG. 2, the
Выражение "дугообразная", когда применяется к передней кромке 210, подразумевает, что передняя кромка 210 является изогнутой по меньшей мере частично между концами 260 крыла. Предпочтительно, передняя кромка 210 является изогнутой по меньшей мере поблизости от центральной линии 230. Если желательно, дугообразная передняя кромка 210 может быть частично прямой.The expression "arcuate", when applied to leading
Аналогично, выражение "дугообразная", когда применяется к задней кромке 220, подразумевает, что задняя кромка 220 является изогнутой по меньшей мере частично между концами 260 крыла. Предпочтительно, задняя кромка 220 является изогнутой. Если желательно, дугообразная задняя кромка 220 может быть частично прямой.Likewise, the expression "arcuate" when applied to trailing
Только в качестве примера, а не ограничения настоящих вариантов осуществления соответствующим образом, дугообразные объекты включают в себя по меньшей мере частично C-образные объекты, объекты, имеющие форму подобно сегменту параболы, объекты, имеющие форму подобно сегменту эллипса, полуовальные объекты, объекты, которые являются закругленными в некоторых фрагментах и прямыми в других фрагментах, и т.д.By way of example only, and not limiting the present embodiments accordingly, arcuate objects include at least partially C-shaped objects, objects having a shape like a segment of a parabola, objects having a shape like a segment of an ellipse, semi-oval objects, objects that are are rounded in some sections and straight in others, etc.
Как показано на фиг. 2, крыло-стабилизатор 200 может иметь размах 255 крыла, который может быть расстоянием между левым и правым концами 260 крыла. Размах 255 крыла может быть суммой размаха 257 левого полукрыла и размаха 258 правого полукрыла, в результате чего, размах 257 левого полукрыла может быть расстоянием между левым концом 260 крыла и центральной линией 230, а размах 258 правого полукрыла может быть расстоянием между правым концом 260 крыла и центральной линией 230.As shown in FIG. 2, the
Иллюстративно, крыло-стабилизатор 200 может иметь длину 250 хорды, которая уменьшается от центральной линии 230 фюзеляжа к левому и правому концам 260 крыла. Другими словами, крыло-стабилизатор 200 может сужаться. Если желательно, крыло-стабилизатор 200 может иметь постоянную длину хорды по меньшей мере для фрагмента размаха 255 крыла.Illustratively, the
Рассмотрим сценарий, в котором система координат вводится, как показано на фиг. 2 с осью Y в качестве боковой или поперечной оси и осью X в качестве оси длины или продольной оси. Рассмотрим дополнительно, что ось Y масштабируется так, что левый и правый концы 260 крыла совпадают с координатами Y = -1 и Y=1, соответственно, и что точка начала координат находится на центральной линии 230. Рассмотрим дополнительно, что ось X должна масштабироваться так, что расстояние от начала координат до X=1 равно размаху полукрыла.Consider a scenario in which a coordinate system is introduced as shown in FIG. 2 with the Y-axis as the lateral or transverse axis and the X-axis as the length or longitudinal axis. Consider additionally that the Y axis is scaled such that the left and right ends 260 of the wing coincide with coordinates Y = -1 and Y = 1, respectively, and that the origin is at
Если желательно, в случае крыла-стабилизатора 200 с неравными размахами левого и правого полукрыльев, отдельная система координат для каждого полукрыла может быть введена. Однако, как показано на фиг. 2, крыло-стабилизатор 200 имеет равные размахи левого и правого полукрыльев 257, 258 и линию 240 четвертей хорд, которая является симметричной центральной линии 230 фюзеляжа.If desired, in the case of a
В этом сценарии линия 240 четвертей хорд может быть описана как функция X=f(Y), в соответствии с чем, кривизна линии 240 четвертей хорд является второй производной d2/dY2(f(Y)). Поскольку ось X является положительной в направлении передней кромки 210, изгиб назад (т.е., раскрытие изгиба ориентировано к хвостовой области винтокрылого летательного аппарата (например, хвостовой области 109 винтокрылого летательного аппарата 100 на фиг. 1)) соответствует отрицательным значениям (т.е., d2/dY2 (f(Y)) < 0), а изгиб вперед (т.е., раскрытие изгиба ориентировано к носовой области винтокрылого летательного аппарата (например, носовой области 108 винтокрылого летательного аппарата 100 на фиг. 1)) - положительным значениям (т.е., d2/dY2 (f(Y)) < 0), в то время как прямая линия четвертей хорд имеет нулевую кривизну (т.е., d2/dY2 (f(Y)) = 0).In this scenario, the quarter-
В качестве примера, абсолютное значение ненулевой кривизны линии 240 четвертей хорд может быть больше 0,2 (т.е., |d2/dY2 (f(Y))| > 0,2). В качестве другого примера, абсолютное значение ненулевой кривизны линии 240 четвертей хорд может быть меньше 4 (т.е., |d2/dY2 (f(Y))| < 4).As an example, the absolute value of the non-zero curvature of the quarter-
Если желательно, абсолютное значение ненулевой кривизны линии 240 четвертей хорд может иметь верхнее предельное значение на основе расстояния от центральной линии 230. Например, абсолютное значение ненулевой кривизны линии 240 четвертей хорд может быть меньше 4-2*|Y| (т.е., |d2/dY2 (f(Y))| < 4-2*|Y|).If desired, the absolute value of the non-zero curvature of the quarter-
Иллюстративно, линия 240 четвертей хорд может иметь ненулевую кривизну (т.е., d2/dY2 (f(Y)) ≠ 0) по всему размаху 255 крыла. Если желательно, линия 240 четвертей хорд может иметь ненулевую кривизну (т.е., d2/dY2 (f(Y)) ≠ 0) в диапазонах Y = ]0,1; 0,9] и Y = ]-0,1; -0,9] или частях этих диапазонов. В качестве примера, линия 240 четвертей хорд может иметь ненулевую кривизну по меньшей мере в диапазонах Y = ] 0,1; 0,7] и/или Y = ]-0,1; -0,7].Illustratively, the quarter-
Другими словами, рассмотрим только правое полукрыло (т.е., Y = ] 0,1; 0,7], две точки 272, 278 могут быть расположены на линии 240 четвертей хорд на расстоянии 282, 288 от центральной линии 230 фюзеляжа, соответственно, так что расстояния 282, 288 составляют 10% и 70% размаха 257, 258 полукрыла, соответственно, в результате чего, ненулевая кривизна линии 240 четвертей хорд является ненулевой по меньшей мере между двумя точками 272, 278.In other words, consider only the right wing wing (i.e., Y =] 0.1; 0.7], two
Если желательно, две дополнительные точки 274, 276 могут быть расположены на линии 240 четвертей хорд на расстояниях 284, 286 от центральной линии 230 фюзеляжа, соответственно, так что расстояния 284, 286 составляют 30% и 50% размаха 257, 258 полукрыла, а прямая линия 290 между двумя точками 272, 278 может иметь расстояние 270 от линии 240 четвертей хорд между двумя дополнительными точками 274, 276, которое больше 2% размаха 257, 258 полукрыла.If desired, two
В некоторых вариантах осуществления ненулевая кривизна линии 240 четвертей хорд изменяется от первого значения на первом расстоянии от центральной линии 230 фюзеляжа до второго значения на втором расстоянии от центральной линии 230 фюзеляжа, так что ненулевая кривизна линии 240 четвертей хорд является непостоянной между первым и вторым расстоянием от центральной линии 230 фюзеляжа.In some embodiments, the non-zero curvature of the quarter-
В качестве примера, линия 240 четвертей хорд может иметь кривизну 2,5 на центральной линии 230 (т.е., |d2/dY2 (f(Y))| = 2,5 при Y=0) и уменьшаться к левому и правому концам 260 крыла до кривизны 0,5 (т.е., |d2/dY2 (f(Y))| = 0,5 при Y = ±1). В качестве другого примера, линия 240 четвертей хорд может иметь кривизну 3,0 на центральной линии 230 (т.е., |d2/dY2 (f(Y))| = 3,0 при Y=0) и уменьшаться к левому и правому концам 260 крыла до кривизны 0,25 (т.е., |d2/dY2 (f(Y))| = 0,25 при Y = ±1).As an example, a quarter-
В некоторых вариантах осуществления линия 240 четвертей хорд может иметь излом. В качестве примера, излом в линии 240 четвертей хорд может быть на центральной линии 230 (т.е., при Y=0). В качестве другого примера, линия 240 четвертей хорд может иметь излом к левому и правому концам 260 крыла (например, при Y = ±0,95).In some embodiments, the quarter-
Если желательно, семейство вариантов осуществления может быть задумано по величине средней кривизны на протяжении конкретного Y-диапазона. Таким образом, средняя кривизна на протяжении диапазона Y-значений (т.е., в интервале [Y1; Y2] определяется как абсолютное значение разницы между первой производной в начале диапазона (т.е., d/dY(f(Y); Y=Y1)) и первой производной в конце диапазона (т.е., d/dY(f(Y); Y=Y2), разделенной на (Y2-Y1). Величина средней кривизны, следовательно, равна |(d/dy(f(Y); Y=Y1) - d/dY(f(Y); Y=Y2))/(Y2-Y1)|.If desired, a family of embodiments can be conceived of the average curvature over a particular Y-band. Thus, the average curvature over the Y-value range (ie, in the range [Y1; Y2] is defined as the absolute value of the difference between the first derivative at the beginning of the range (ie, d / dY (f (Y); Y = Y1)) and the first derivative at the end of the range (i.e., d / dY (f (Y); Y = Y2) divided by (Y2-Y1). The mean curvature is therefore | (d / dy (f (Y); Y = Y1) - d / dY (f (Y); Y = Y2)) / (Y2-Y1) |.
Примеры для таких семейств вариантов осуществления показаны в таблицах 1, 2 и 3. Таблица 1 показывает семейства вариантов осуществления для Y1=0,1, таблица 2 - семейства вариантов осуществления для Y1=0,2, и таблица 3 - семейства вариантов осуществления для Y1=0,3. Дополнительные семейства вариантов осуществления являются возможными для различных значений Y1 и/или Y2.Examples for such families of embodiments are shown in Tables 1, 2 and 3. Table 1 shows families of embodiments for Y1 = 0.1, Table 2 shows families of embodiments for Y1 = 0.2, and Table 3 shows families of embodiments for Y1. = 0.3. Additional families of embodiments are possible for different values of Y1 and / or Y2.
Таблица 1Table 1
Таблица 2table 2
Таблица 3Table 3
Изменчивость координаты Y1 может быть важной для крыльев-стабилизаторов 200, которые выступают из фюзеляжа, киля или хвостовой балки (например, фюзеляжа 104, киля 131 или хвостовой балки 121 винтокрылого летательного аппарата 100 на фиг. 1). Например, крыло-стабилизатор, которое выступает из хвостовой балки, может не иметь значений кривизны при Y-значениях, которые будут внутри хвостовой балки. Следовательно, вариант осуществления может быть выбран из семейства, которое отличается значением для Y1, которое лежит снаружи хвостовой балки.Variability in the Y1 coordinate may be important for
Как упомянуто выше, винт с N лопастями винта создает N спиралеобразных систем концевых завихрений винта, и, следовательно, N завихрений на концах лопастей винта проходит через крыло-стабилизатор 200 при каждом обороте винта. Соответственно, неустойчивые аэродинамические нагрузки на крыле-стабилизаторе 200 возникают периодически с основной частотой N для каждого оборота винта.As mentioned above, a propeller with N rotor blades creates N helical end vortex systems of the rotor, and therefore N vortexes at the ends of the rotor blades pass through the
Благодаря изогнутой форме линии четвертей хорд форма периодических неустойчивых аэродинамических нагрузок в месте присоединения крыла-стабилизатора 200 на киле или хвостовой балке может иметь более плавные пики и уменьшенные амплитуды по сравнению с крылом-стабилизатором с прямой линией четвертей хорд.Due to the curved shape of the quarter-chord line, the shape of periodic unstable aerodynamic loads at the attachment point of the
Фиг. 3A, 3B и 3C являются схемами иллюстративной временной последовательности взаимодействий между центральной линией концевого завихрения винта и линией четвертей хорд с ненулевой кривизной. Как показано на фиг. 3A, 3B и 3C, крыло-стабилизатор 300 может иметь дугообразную переднюю кромку 310, дугообразную заднюю кромку 320 и линию 340 четвертей хорд. Иллюстративно показана центральная линия 330 фюзеляжа, к которой крыло-стабилизатор 300 является симметричным. Следовательно, линия 340 четвертей хорд является симметричной центральной линии 330.FIG. 3A, 3B, and 3C are diagrams of an exemplary time sequence of interactions between the centerline of an end vortex of a propeller and a quarter chord line with non-zero curvature. As shown in FIG. 3A, 3B, and 3C, the
Положим, что винтокрылый летательный аппарат стоит на своем посадочном шасси, винт может вращаться против часовой стрелки, когда рассматривается сверху, или может вращаться по часовой стрелке, когда рассматривается сверху.Assuming the rotorcraft is on its landing gear, the propeller can rotate counterclockwise when viewed from above, or can rotate clockwise when viewed from above.
Фиг. 3A показывает центральную линию 360 концевого завихрения винта, достигающую линии 340 четвертей хорд. В этой первоначальной ситуации (т.е., T=T1) центральная линия 360 концевого завихрения винта является касательной по отношению к линии 340 четвертей хорд, и взаимодействие между центральной линией 360 концевого завихрения винта и линией 340 четвертей хорд начинается. FIG. 3A shows the
Фиг. 3B показывает центральную линию 370 концевого завихрения винта, проходящую через линию 340 четвертей хорд через короткое время, после того как взаимодействие началось (т.е., при T=T2 с T2 > T1).FIG. 3B shows the rotor
Фиг. 3C показывает центральную линию 380 концевого завихрения винта, когда взаимодействие с линией 340 четвертей хорд заканчивается, и центральная линия 380 концевого завихрения винта достигает пересечения линии 340 четвертей хорд и центральной линии 330 (т.е., при T=T3 с T3 > T2).FIG. 3C shows the propeller
Центральная линия 360, 370, 380 концевого завихрения винта движется в течение более длительного времени (т.е., от T1 до T3) и на более длинное расстояние через линию 340 четвертей хорд крыла-стабилизатора 300 по сравнению со сравнимой прямой линией четвертей хорд сравнимого крыла-стабилизатора.The
Таким образом, центральная линия 360, 370, 380 концевого завихрения винта взаимодействует в течение более длительной продолжительности времени с изогнутой линией 340 четвертей хорд, чем она будет взаимодействовать с прямой линией четвертей хорд. Более длительная продолжительность взаимодействия между центральной линией 360, 370, 380 концевого завихрения винта и линией 340 четвертей хорд подразумевает, в один конкретный момент времени, сравнительно локально более ограниченное влияние на линию 340 четвертей хорд, и, таким образом, меньшую аэродинамическую нагрузку, привносимую на крыло-стабилизатор 300.Thus, the
В отличие от этого, если продолжительность взаимодействия является короткой, или если в крайнем случае центральная линия 360 концевого завихрения винта и линия четвертей хорд почти совпадают лишь на мгновение времени (например, как может происходить более вероятно в случае прямой линии четвертей хорд по сравнению со случаем правильно изогнутой линии четвертей хорд), изменение аэродинамической нагрузки является мгновенным, когда оно происходит по всему размаху крыла-стабилизатора почти в один и тот же момент времени, тем самым, вызывая короткие и сильные пики аэродинамической нагрузки.In contrast, if the duration of interaction is short, or if in the extreme case the
Настоящие варианты осуществления крыла-стабилизатора 300 с изогнутой линией 340 четвертей хорд предоставляют возможность длительного времени взаимодействия (например, от T1 до T3) между центральной линией 360, 370, 380 концевого завихрения ротора и крылом-стабилизатором 300, создавая большое различие в кривизне и ориентации линии 340 четвертей хорд от кривизны и ориентации центральных линий 360, 370, 380 концевых завихрений винта.The present embodiments of the
Фиг. 3A, 3B и 3C показывают взаимодействие между изогнутой вперед центральной линией 360, 370, 380 концевого завихрения винта во времена T1, T2 и T3, соответственно, и изогнутой назад линией 340 четвертей хорд.FIG. 3A, 3B and 3C show the interaction between the forward
Центральные линии концевого завихрения винта с передним изгибом, как показано на фиг. 3A, 3B и 3C, обычно являются более уместными для T-образного хвостового оперения (т.е., крыла-стабилизатора, которое присоединяется на вершине киля) в крейсерском полете, поскольку изогнутые вперед центральные линии концевого завихрения винта формируются на задней кромке диска винта, а крыло-стабилизатор T-образного хвостового оперения является геометрически близким к задней кромке винта.The center lines of the end swirl of the forward bend rotor as shown in FIG. 3A, 3B, and 3C are generally more appropriate for a T-tail (i.e., a stabilizer wing that attaches at the top of the keel) in cruise flight because the forward curved centerlines of the propeller tip vortex are formed at the trailing edge of the propeller disc. , and the wing-stabilizer of the T-shaped tail is geometrically close to the trailing edge of the propeller.
Следовательно, крыло-стабилизатор T-образного хвостового оперения с изогнутой назад линией четвертей хорд может быть менее подвержено влиянию центральных линий концевого завихрения винта, сформированных на задней кромке диска винта, по сравнению с крылом-стабилизатором с прямой линией четвертей хорд.Consequently, a T-tail stabilizer wing with a backward curved chord quarter may be less affected by rotor tip vortex centerlines formed at the trailing edge of the propeller disk compared to a straight chord quarter wing.
Однако, винт также формирует центральные линии концевого завихрения винта с задним изгибом. Например, винт может формировать центральные линии концевого завихрения винта с задним изгибом на передней кромке диска винта.However, the screw also forms the center lines of the backward bend of the screw. For example, the propeller may form the propeller end swirl centerlines with a rear bend at the leading edge of the propeller disk.
Крыло-стабилизатор, которое присоединяется так, что оно взаимодействует во многих полетных условиях с завихрениями, формируемыми на передней кромке диска винта, может взаимодействовать в течение более длительного времени с этими изогнутыми назад центральными линиями концевого завихрения винта, если линия четвертей хорд крыла-стабилизатора имеет передний изгиб. Следовательно, крыло-стабилизатор с передним изгибом может испытывать более низкие пики аэродинамической нагрузки, когда подвергается воздействию центральных линий концевого завихрения винта с задним изгибом.A stabilizer wing that attaches such that it interacts in many flight conditions with vortices formed at the leading edge of the propeller disk can interact for a longer time with these backward-curved centerlines of the propeller tip vortex if the quarter-chord line of the stabilizer wing has front bend. Consequently, a forward bend stabilizer wing may experience lower aerodynamic load peaks when subjected to the center lines of the rear bend rotor end vortex.
Рассмотрим сценарий, в котором винтокрылый летательный аппарат является вертолетом с одним несущим винтом. Рассмотрим дополнительно, что центр несущего винта для несущего винта совпадает с центральной линией фюзеляжа (например, центр 103 несущего винта совпадает с центральной линией 130 фюзеляжа 104 на фиг. 1C), и что, вследствие асимметричной природы несущего винта относительно средней плоскости вертолета, центральные линии концевых завихрений винта, распространяемые несущим винтом, не являются симметричными к центральной линии фюзеляжа.Consider a scenario in which the rotorcraft is a single rotor helicopter. Consider additionally that the main rotor center for the main rotor coincides with the center line of the fuselage (for example, the
В этом сценарии форма изгиба линии 340 четвертей хорд и, таким образом, форма в плане крыла-стабилизатора 300 могут быть подогнаны в направлении минимизации аэродинамических нагрузок. В качестве примера, форма в плане крыла-стабилизатора 300 может быть спроектирована так, что, на основе действия винтокрылого летательного аппарата, суммарные аэродинамические нагрузки (например, полученные посредством интегрирования по размаху крыла для крыла-стабилизатора 300) в предварительно определенном местоположении (например, позиции присоединения крыла-стабилизатора 300) не превышают предварительно определенное значение.In this scenario, the shape of the curvature of the quarter-
В качестве другого примера, форма в плане крыла-стабилизатора 300 может быть спроектирована так, что, на основе действия винтокрылого летательного аппарата, временная последовательность локальных взаимодействий между центральными линиями 360, 370, 380 концевого завихрения винта и линией 340 четвертей хорды в каждом местоположении крыла-стабилизатора 300 подходящим образом смещается, чтобы добиваться почти постоянной суммарной аэродинамической нагрузки в уместном местоположении крыла-стабилизатора 300 во времени.As another example, the planar shape of the
Как показано на фиг. 2, 3A, 3B и 3C, крыло-стабилизатор может быть сужающимся. Другими словами, длина 250 хорды может быть длиннее на центральной линии 230 по сравнению с концами 260 крыла, или отношение длины 250 хорды на концах 260 крыла, разделенной на длину 250 хорды на центральной линии 230, может быть меньше единицы. В качестве примера, отношение длины 250 хорды на концах 260 крыла, разделенной на длину 250 хорды на центральной линии 230, может быть в интервале между 0,2 и 0,8.As shown in FIG. 2, 3A, 3B and 3C, the stabilizer wing may be tapered. In other words,
Однако, даже если крыло-стабилизатор 200, 300, показанное на фиг. 2, 3A, 3B и 3C, сужается, изогнутая линия 240, 340 четвертей хорд может быть объединена с любым видом расчета длины хорды по размаху крыла.However, even if the
В качестве примера, фиг. 4 является схемой последовательности центральных линий 460, 470, 480 концевых завихрений винта, достигающих иллюстративного крыла-стабилизатора 400 с постоянной длиной 450 хорды в соответствии с некоторыми вариантами осуществления. Другими словами, крыло-стабилизатор 400 может иметь постоянную длину 450 хорды между левым и правым концами 457 крыла для крыла-стабилизатора 400.By way of example, FIG. 4 is a sequence diagram of propeller
Как показано на фиг. 4, крыло-стабилизатор 400 может иметь дугообразную переднюю кромку 410, дугообразную заднюю кромку 420 и линию 440 четвертей хорд с ненулевой кривизной. Иллюстративно показана центральная линия 430 фюзеляжа, к которой крыло-стабилизатор 400 является симметричным. Следовательно, линия 440 четвертей хорд является симметричной центральной линии 430.As shown in FIG. 4, the
В качестве примера, длина 450 хорды может быть постоянной в любом узле Y по размаху крыла (т.е., всюду между Y = -1 и Y=1). В этом примере, поскольку крыло-стабилизатор 400 имеет дугообразную переднюю кромку 410 и постоянную длину 450 хорды в любом узле Y по размаху крыла, передняя кромка 410, задняя кромка 420 и линия 440 четвертей хорд имеют одинаковую дугообразную форму и одинаковую ненулевую кривизну.As an example,
Как показано на фиг. 2, 3A, 3B, 3C и 4, крыло-стабилизатор 200, 300, 400 может быть симметричным центральной линии 230, 330, 430. Однако, крыло-стабилизатор может быть асимметричным к центральной линии, если желательно.As shown in FIG. 2, 3A, 3B, 3C and 4, the
В качестве примера, фиг. 5 является схемой последовательности центральных линий 560, 570, 580 концевых завихрений винта, достигающих иллюстративного крыла-стабилизатора 500, имеющего асимметричную стреловидность между левым и правым полукрыльями 504, 502 в соответствии с некоторыми вариантами осуществления.By way of example, FIG. 5 is a sequence diagram of propeller
Фактически, как показано на фиг. 5, крыло-стабилизатор 500 может иметь левое полукрыло 504, которое имеет первую стреловидность, и правое полукрыло 502, которое имеет вторую стреловидность, которая отличается от первой стреловидности. В качестве примера, левое полукрыло 504 может иметь меньшую стреловидность по сравнению с правым полукрылом 502. Если желательно, левое полукрыло 504 может иметь большую стреловидность по сравнению с правым полукрылом 502.In fact, as shown in FIG. 5, the
Как показано на фиг. 5, крыло-стабилизатор 500 может иметь дугообразную переднюю кромку 510, дугообразную заднюю кромку 520 и линию 540 четвертей хорд с ненулевой кривизной.As shown in FIG. 5, the
В качестве примера, крыло-стабилизатор 500 может иметь постоянную длину 550 хорды. Если желательно, длина 550 хорды может быть постоянной в любом узле Y по размаху крыла (т.е., всюду между Y = -1 и Y=1). В этом примере, поскольку крыло-стабилизатор 500 имеет дугообразную переднюю кромку 510 и постоянную длину 550 хорды в любом узле Y по размаху крыла, передняя кромка 510, задняя кромка 520 и линия 540 четвертей хорд имеют одинаковую дугообразную форму и одинаковую ненулевую кривизну.As an example,
Однако, поскольку крыло-стабилизатор 500 является ассиметричным к центральной линии 530, левое полукрыло 504 имеет линию 540 четвертей хорд с первой кривизной, а правое полукрыло 502 имеет линию 540 четвертей хорд со второй кривизной, в результате чего, вторая кривизна отличается от первой кривизны.However, since the
Например, правое полукрыло 502 может иметь более сильную кривизну линии 540 четвертей хорд по сравнению с левым полукрылом 504. Если желательно, правое полукрыло 502 может иметь меньшую кривизну линии 540 четвертей хорд по сравнению с левым полукрылом 504.For example,
Если желательно, левое полукрыло 504 может иметь первую длину, а правое полукрыло 502 может иметь вторую длину, которая отличается от первой длины. Другими словами, одно из левого полукрыла 504 и правого полукрыла 502 может предоставлять более 50% размаха 555 крыла. В качестве примера, левое полукрыло 504 может быть короче правого полукрыла 502. В качестве другого примера, правое полукрыло 502 может быть короче левого полукрыла 504.If desired, the
Длины правого и левого полукрыльев 502, 504 могут быть выбраны, чтобы уравновешивать долю аэродинамических нагрузок на правом и левом полукрыльях 502, 504 в моменте крена около места присоединения крыла-стабилизатора 500 (например, на киле, хвостовой балке или фюзеляже винтокрылого летательного аппарата). Уменьшение либо статического и/либо динамического компонента аэродинамической нагрузки в месте присоединения крыла-стабилизатора может быть определено на основе конструктивных потребностей.The lengths of the right and left half-
Если желательно, крыло-стабилизатор 500 может включать в себя концевые аэродинамические поверхности (например, концевые аэродинамические поверхности 138 на фиг. 1). Концевые аэродинамические поверхности могут увеличивать аэродинамическую подъемную силу крыла-стабилизатора 500 без увеличения размаха 555 крыла.If desired, the
Поскольку размах 555 крыла и, более конкретно, длина правого и левого полукрыльев 502, 504, соответственно, определяет эффективное плечо рычага для моментов крена в месте присоединения крыла-стабилизатора 500, и поскольку ориентация концевой аэродинамической поверхности является перпендикулярной к центральным линиям 560, 570, 580 концевых завихрений винта, что ограничивает взаимодействие между центральными линиями 560, 570, 580 концевого завихрения винта и концевыми аэродинамическими поверхностями, использование концевых аэродинамических поверхностей имеет потенциал для уменьшения колебания моментов крена в месте присоединения крыла-стабилизатора 500 для заданной цели аэродинамической подъемной силы.Since the
Асимметрия в кривизне линии 540 четвертей хорд и/или изгибе между правым полукрылом 502 и левым полукрылом 504 может быть использована для дополнительного уменьшения неустойчивых аэродинамических нагрузок на крыле-стабилизаторе 500.Asymmetry in curvature of quarter-
Например, выбор сочетания предварительно определенной кривизны линии 540 четвертей хорд и предварительно определенной стреловидности для левого и правого полукрыльев 504, 502 может предоставлять возможность независимо регулировать временную последовательность взаимодействий между центральными линиями 560, 570, 580 концевых завихрений винта вдоль узлов Y по размаху крыла для левого и правого полукрыльев 504, 502 крыла-стабилизатора 500.For example, the selection of a combination of a predetermined curvature of the quarter-
Чтобы объяснять действие, ранее симметричное крыло-стабилизатор может быть рассмотрено повернутым на некоторый угол Ψ по сравнению с центральной линией фюзеляжа, что приводит в результате к асимметрии стреловидности.To explain the action, the previously symmetrical stabilizer wing can be considered rotated by some angle Ψ relative to the center line of the fuselage, resulting in an asymmetric sweep.
Фиг. 6 является схемой иллюстративного крыла-стабилизатора 600, имеющего линию 640 четвертей хорд с ненулевой кривизной и центральную линию 635 крыла, которая является перпендикулярной последовательности центральных линий 660, 670, 680 концевого завихрения винта в соответствии с некоторыми вариантами осуществления.FIG. 6 is a diagram of an
В качестве примера, крыло-стабилизатор 600 может иметь сужающуюся длину 650 хорды. Если желательно, длина 650 хорды может уменьшаться от центральной линии 635 крыла к концам крыла (т.е., длина 650 хорды уменьшается с увеличением в расстоянии от центральной линии 635 крыла). В этом примере передняя кромка 610, задняя кромка 620 и линия 640 четвертей хорд, все могут иметь различную дугообразную форму и различную ненулевую кривизну.As an example, the
Как показано на фиг. 6, крыло-стабилизатор 600 может быть симметричным по отношению к центральной линии 635 крыла. Поскольку центральная линия 635 крыла повернута на угол Ψ по сравнению с центральной линией 630 фюзеляжа, крыло-стабилизатор 600 может быть ассиметричным по отношению к центральной линии 630 фюзеляжа.As shown in FIG. 6, the
Поскольку центральная линия 635 крыла является перпендикулярной последовательности центральных линий 660, 670, 680 концевых завихрений винта, каждая центральная линия из центральных линий 660, 670, 680 концевых завихрений винта достигает обоих полукрыльев крыла-стабилизатора 600 в одно и то же время. Таким образом, изгибающие моменты около центральной линии 635 крыла для крыла-стабилизатора 600 возникают синхронно во времени.Since the
Как показано на фиг. 6, крыло-стабилизатор 600 может быть повернуто по сравнению с центральной линией 630 фюзеляжа, так что центральные линии 660, 670, 680 концевых завихрений винта являются перпендикулярными центральной линии 635 крыла. Фактический угол ψ поворота между центральной линией 635 крыла и центральной линией 630 фюзеляжа может зависеть от фактической конфигурации винтокрылого летательного аппарата.As shown in FIG. 6, the
В качестве примера, угол ψ между 0° и 30° может быть выбран для винтокрылого летательного аппарата, имеющего один несущий винт, который имеет центр несущего винта на центральной линии 630 фюзеляжа перед крылом-стабилизатором 600 и вращается против часовой стрелки, когда рассматривается сверху. В качестве другого примера, угол ψ между 0° и -30° может быть выбран для винтокрылого летательного аппарата, имеющего один несущий винт, который имеет центр несущего винта на центральной линии 630 фюзеляжа перед крылом-стабилизатором 600 и вращается по часовой стрелке, когда рассматривается сверху.As an example, an angle ψ between 0 ° and 30 ° may be selected for a single rotor rotorcraft that has a rotor center on the
Упругость крыла-стабилизатора 200, 300, 400, 500 или 600, показанного на фиг. 2-6, может влиять на аэродинамическую нагрузку, поскольку кривизна линии 240, 340, 440, 540, 640 четвертей хорд может вести к связанной реакции при изгибании и скручивании. Таким образом, вертикальный изгиб крыла-стабилизатора 200, 300, 400, 500, 600 вследствие аэродинамических нагрузок может сопровождаться упругим скручиванием крыла-стабилизатора вокруг оси Y. Предоставление крыла-стабилизатора, которое предоставляет возможность упругого скручивания, и/или которое имеет скрученную конструкцию вокруг оси Y в месте присоединения крыла-стабилизатора, может уменьшать аэродинамические нагрузки, поскольку скручивание может изменять углы атаки и, следовательно, аэродинамические нагрузки на крыло-стабилизатор.The resilience of the
Если желательно, крыло-стабилизатор 200, 300, 400, 500 или 600 на фиг. 2-6 может иметь скручивание, которое является изменением углов между линиями хорд и горизонтальной XY-плоскостью для различных узлов Y по размаху крыла. Другими словами, крыло-стабилизатор 200, 300, 400, 500 или 600 может иметь переменный угол установки по меньшей мере в фрагменте размаха крыла.If desired, the
Если желательно, крылья-стабилизаторы 200, 300, 400, 500 или 600 на фиг. 2-6 могут иметь скручивание в дополнение к линии 240, 340, 440, 540 или 640 четвертей хорд с ненулевой кривизной. Дополнительное скручивание крыльев-стабилизаторов 200, 300, 400, 500 или 600 может компенсировать ситуацию асимметричного притекающего потока на левом и правом полукрыльях соответствующего крыла-стабилизатора 200, 300, 400, 500 или 600.If desired, the
Рассмотрим сценарий, в котором спутная струя несущего винта не является симметричной относительно центральной линии фюзеляжа. Например, как показано на фиг. 5, спутная струя несущего винта, которая формирует центральные линии 560, 570, 580 концевых завихрений винта, не является симметричной по отношению к плоскости, определенной центральной линией 530 фюзеляжа и осью Z.Consider a scenario in which the rotor wake is not symmetrical about the centerline of the fuselage. For example, as shown in FIG. 5, the rotor wake that forms the rotor
В этом сценарии центральные линии 560, 570, 580 концевых завихрений винта могут вести к асимметричным средним аэродинамическим нагрузкам между левым полукрылом 504 и правым полукрылом 502 в случае нескрученного горизонтального крыла-стабилизатора.In this scenario, propeller
В качестве примера, крыло-стабилизатор 500 может уравнивать среднее значение по времени для подъемной силы и момента в корневой части левого и правого полукрыльев 504, 502 в месте присоединения крыла-стабилизатора 500 для большинства уместных состояний полета (например, горизонтальный полет вперед) посредством изогнутой линии 540 четвертей хорд и переменного угла наклона по размаху 555 крыла, тем самым, уменьшая объединенный статический момент крена, который оказывается левым и правым полукрыльями 504, 502 в месте присоединения крыла-стабилизатора 500.As an example, the
Если желательно, крыло-стабилизатор 200, 300, 400, 500, 600 на фиг. 2-6 может включать в себя распределение по размаху крыла углов наклона. Распределение по размаху крыла углов наклона может уменьшать риск срыва потока в корневой части крыла-стабилизатора. Опасность срыва потока увеличивается с величиной отрицательного давления на крыле-стабилизаторе.If desired, the
Иллюстративно, угол атаки может быть уменьшен в направлении от концов крыла для крыла-стабилизатора 200, 300, 400, 500 или 600 на фиг. 2-6 к корневой части крыла-стабилизатора для того, чтобы уменьшать величину отрицательного давления, создаваемого на нижней поверхности корневой части крыла-стабилизатора.Illustratively, the angle of attack may be decreased in the direction away from the wing tips for the
Фрагмент поверхности крыла-стабилизатора, который находится близко к корневой части крыла-стабилизатора, является особенно подверженным срыву потока, если крыло-стабилизатор установлено на киль винтокрылого летательного аппарата. Фактически, область низкого давления киля распространяется на часть поверхности крыла-стабилизатора, близкую к корневой части крыла-стабилизатора, в дополнение к низкому давлению, вызываемому самим крылом-стабилизатором.The portion of the stabilizer wing surface that is close to the root of the stabilizer wing is particularly prone to stalling when the stabilizer wing is mounted on the keel of the rotorcraft. In fact, the low-pressure region of the keel extends to the portion of the stabilizer wing surface close to the root of the stabilizer wing, in addition to the low pressure caused by the stabilizer wing itself.
Киль винтокрылого летательного аппарата может обеспечивать противодействующий крутящий момент против крутящего момента винта. Например, киль может формировать усилие вправо (т.е., в положительном Y-направлении) в винтокрылом летательном аппарате с винтом, который вращается против часовой стрелки, когда рассматривается сверху. Фактически, усилие, создаваемое килем, достигается посредством отрицательного давления на правой поверхности киля.The keel of the rotorcraft can provide counter torque against the propeller torque. For example, the keel can generate a force to the right (i.e., in the positive Y-direction) in a rotorcraft with a propeller that rotates counterclockwise when viewed from above. In fact, the force generated by the keel is achieved by negative pressure on the right side of the keel.
В этом примере угол наклона, равный нулю градусов, между хордой крыла-стабилизатора и XY-плоскостью может быть на правой стороне киля (т.е., в узле по размаху крыла с положительным Y). Если желательно, угол наклона между хордой крыла-стабилизатора и XY-плоскостью может непрерывно увеличиваться от узла по размаху крыла, где угол наклона равен нулю градусов, к левому концу крыла (т.е., в отрицательном Y-направлении) и постоянно уменьшается от узла по размаху крыла, где угол наклона равен нулю градусов, к правому концу крыла (т.е., в положительном Y-направлении).In this example, a zero degree pitch angle between the chord of the stabilizer wing and the XY plane could be on the right side of the keel (i.e., at a positive Y wing span node). If desired, the pitch angle between the chord of the stabilizer wing and the XY plane may increase continuously from the wing span node, where the pitch angle is zero degrees, to the left wing end (i.e., in the negative Y-direction) and steadily decreases from span, where the pitch is zero degrees, toward the right wing end (i.e., in the positive Y-direction).
Альтернативно, для винта, вращающегося по часовой стрелке, когда рассматривается сверху, левая поверхность киля будет подвержена отрицательному давлению. Соответственно, угол наклона, равный нулю градусов, между хордой крыла-стабилизатора и XY-плоскостью может быть на левой стороне киля (т.е., в узле по размаху крыла с отрицательным Y).Alternatively, for a clockwise rotating propeller, when viewed from above, the left surface of the keel will be subject to negative pressure. Accordingly, a zero degree pitch angle between the chord of the stabilizer wing and the XY plane may be on the left side of the keel (i.e., at a negative Y wing span node).
Если желательно, угол наклона между хордой крыла-стабилизатора и XY-плоскостью может непрерывно увеличиваться от узла по размаху крыла, где угол наклона равен нулю градусов, к правому концу крыла (т.е., в положительном Y-направлении) и постоянно уменьшается от узла по размаху крыла, где угол наклона равен нулю градусов, к левому концу крыла (т.е., в отрицательном Y-направлении).If desired, the pitch angle between the chord of the stabilizer wing and the XY-plane may increase continuously from the wing span node, where the pitch angle is zero degrees, to the right wing end (i.e., in the positive Y-direction) and decreases steadily from wing span, where the pitch is zero degrees, to the left end of the wing (i.e., in the negative Y-direction).
Распределения угла наклона по всему размаху крыла-стабилизатора могут быть сдвинуты в целом вдоль ординаты (т.е., сдвинуты по оси Y, чтобы равномерно увеличивать или уменьшать угол наклона по всему размаху крыла), что не изменяет колебание по абсциссе (т.е., скручивание по оси X), а только общий наклон и, таким образом, подъемную силу всего крыла-стабилизатора.The pitch distributions over the entire wingspan of the stabilizer can be shifted generally along the ordinate (i.e., shifted along the Y-axis to uniformly increase or decrease the pitch angle over the entire wing span) without altering the oscillation along the abscissa (i.e. ., twisting along the X axis), but only the general tilt and, thus, the lift of the entire stabilizer wing.
В качестве примера, угол наклона может иметь большее изменение в направлении корневой части крыла-стабилизатора по сравнению с изменением в направлении концов крыла-стабилизатора. Другими словами, для заданного угла θ наклона и поперечной оси Y от Y = -1 на левом конце крыла до Y=1 на правом конце крыла для крыла-стабилизатора, изменение в угле наклона dθ/dY является большим по сравнению со средним скручиванием (т.е., θ(Y=-1) - θ(Y=1))/2) в области по размаху крыла Y = [-0,5…0,5].As an example, the pitch angle may have a greater change in the direction of the root of the stabilizer wing as compared to the change in the direction of the ends of the stabilizer wing. In other words, for a given pitch angle θ and a transverse Y-axis from Y = -1 at the left wing end to Y = 1 at the right wing end for the stabilizer wing, the change in pitch angle dθ / dY is large compared to the mean twist (t ie, θ (Y = -1) - θ (Y = 1)) / 2) in the area along the wingspan Y = [-0.5 ... 0.5].
Иллюстративно, распределение угла наклона по размаху крыла-стабилизатора может иметь предварительно определенные верхнюю и нижнюю границы. Если желательно, может быть выбрано фактическое распределение угла наклона по размаху крыла-стабилизатора, которое лежит между предварительно определенными верхней и нижней границами. Выбор фактического распределения угла наклона на протяжении крыла-стабилизатора может быть осуществлен на основе преобладающего режима полета, например.Illustratively, the wing span pitch distribution of the stabilizer can have predefined upper and lower bounds. If desired, an actual pitch angle distribution over the wingspan of the stabilizer can be selected that lies between predetermined upper and lower bounds. The selection of the actual pitch angle distribution along the stabilizer wing can be made based on the prevailing flight mode, for example.
Следует отметить, что вышеописанные варианты осуществления просто описаны, чтобы иллюстрировать возможные реализации настоящего изобретения, а не для того, чтобы ограничивать настоящее изобретение ими. Вместо этого, множество модификаций и разновидностей настоящих вариантов осуществления являются возможными и должны, следовательно, также рассматриваться как часть изобретения.It should be noted that the above-described embodiments are merely described to illustrate possible implementations of the present invention, and not to limit the present invention to them. Instead, many modifications and variations of the present embodiments are possible and should therefore also be considered part of the invention.
В качестве примера, ассиметричное крыло-стабилизатор 500 на фиг. 5 показано с постоянно длиной 550 хорды. Однако, ассиметричное крыло-стабилизатор 550 может быть сужающимся, если желательно. Аналогично, крыло-стабилизатор 600 на фиг. 6 показано сужающимся. Однако, крыло-стабилизатор 600 может иметь постоянную длину хорды, если желательно.As an example, the
В качестве другого примера, крылья-стабилизаторы 200, 300, 400, 500, 600 на фиг. 2-6 показаны с предварительно определенной стреловидностью. Если желательно, крылья-стабилизаторы 200, 300, 400, 500, 600 могут иметь различную стреловидность. Например, крылья-стабилизаторы 200, 300, 400, 500, 600 могут иметь большую стреловидность или меньшую стреловидность по сравнению с показанной на фиг. 2-6.As another example, the
Кроме того, нижняя граница для абсолютного значения ненулевой кривизны линии 240 четвертей хорд крыла-стабилизатора 200 на чертеже была задана как 0,2 (т.е., |d2/dY2 (f(Y))| > 0,2), а верхняя граница для абсолютного значения ненулевой кривизны линии 240 четвертей хорд была задана как 4 (т.е., |d2/dY2 (f(Y))| < 4).In addition, the lower bound for the absolute value of the non-zero curvature of the quarter-
Однако, нижняя граница для абсолютного значения ненулевой кривизны линии 240 четвертей хорд может быть выбрана больше или меньше 0,2. Аналогично, верхняя граница для абсолютного значения ненулевой кривизны линии 240 четвертей хорд может быть выбрана больше или меньше 4. Если желательно, нижняя и верхняя границы для абсолютного значения ненулевой кривизны линии 240 четвертей хорд могут быть выбраны на основе формы центральных линий концевых завихрений винта.However, the lower bound for the absolute value of the non-zero curvature of the quarter-
Аналогично, абсолютное значение ненулевой кривизны линии 240 четвертей хорд может иметь верхний предел на основе расстояния от центральной линии 230, и коэффициент, на который верхний предел уменьшается, может быть коэффициентом A, который может быть выбран из интервала ]0; B[, при этом B является верхней границей для абсолютного значения ненулевой кривизны линии 240 четвертей хорд. Например, абсолютное значение ненулевой кривизны линии 240 четвертей хорд может быть меньше B - (B-C)*|Y|, при этом B ϵ [1; 4] и C ϵ [0; 1] (т.е., |d2/dY2 (f(Y))| < B - (B-C)*|Y|).Likewise, the absolute value of the non-zero curvature of the quarter-
Список ссылочных позицийList of reference positions
100 винтокрылый летательный аппарат100 rotorcraft
102 несущий винт102 main rotor
102a, 102b, 102c, 102d, 102e лопасти винта102a, 102b, 102c, 102d, 102e propeller blades
103 центр несущего винта103 main rotor center
103a ось колонки несущего винта103a main rotor axis
104 фюзеляж104 fuselage
104a кабина104a cabin
107 нос фюзеляжа107 fuselage nose
108 носовая область108 nasal area
109 хвостовая область109 tail region
121 хвостовая балка121 tail boom
122 хвостовой винт122 tail rotor
130 центральная линия130 center line
131 киль131 keel
132 руль направления132 rudder
133 хвостовое крыло, крыло-стабилизатор133 tail wing, stabilizer wing
136 передняя кромка136 leading edge
137 задняя кромка137 trailing edge
138 концевая аэродинамическая поверхность138 end aerofoil
160 конец крыла160 wing end
200 крыло-стабилизатор200 wing stabilizer
210 передняя кромка210 leading edge
220 задняя кромка220 trailing edge
230 центральная линия230 center line
240 линия четвертей хорд240 quarter chord line
250 длина хорды250 chord length
255 размах крыла255 wingspan
257 размах полукрыла (левое полукрыло)257 wing span (left wing)
258 размах полукрыла (правое полукрыло)258 wing span (right wing)
260 конец крыла260 wing end
270 расстояние270 distance
272, 274, 276, 278 точки на линии четвертей хорды272, 274, 276, 278 points on the chord quarter line
282 расстояние, составляющее 10% размаха крыла282 distance equal to 10% of the wingspan
284 расстояние, составляющее 30% размаха крыла284 distance equal to 30% of the wingspan
286 расстояние, составляющее 50% размаха крыла286 distance equal to 50% of the wingspan
288 расстояние, составляющее 70% размаха крыла288 distance equal to 70% of the wingspan
290 прямая линия290 straight line
300 крыло-стабилизатор300 stabilizer wing
310 передняя кромка310 leading edge
320 задняя кромка320 trailing edge
330 центральная линия330 center line
340 линия четвертей хорд340 quarter chord line
360, 370, 380 центральная линия концевых завихрений винта360, 370, 380 center line of screw end swirls
400 крыло-стабилизатор400 wing stabilizer
410 передняя кромка410 leading edge
420 задняя кромка420 trailing edge
430 центральная линия430 center line
440 линия четвертей хорд440 quarter chord line
450 длина хорды450 chord length
457 конец крыла457 wing end
460, 470, 480 центральная линия концевых завихрений винта460, 470, 480 center line of screw end swirls
500 крыло-стабилизатор500 wing stabilizer
502 правое полукрыло502 right wing
504 левое полукрыло504 left wing
510 передняя кромка510 leading edge
520 задняя кромка520 trailing edge
530 центральная линия530 center line
540 линия четвертей хорд540 quarter chord line
550 длина хорды550 chord length
555 размах крыла555 wingspan
560, 570, 580 центральная линия концевых завихрений винта560, 570, 580 center line of screw end swirls
600 крыло-стабилизатор600 wing stabilizer
610 передняя кромка610 leading edge
620 задняя кромка620 trailing edge
630 центральная линия фюзеляжа630 fuselage centerline
635 центральная линия крыла635 centerline of the wing
640 линия четвертей хорд640 chord quarter line
650 длина хорды650 chord length
660, 670, 680 центральная линия концевых завихрений винта660, 670, 680 center line of screw end swirls
X продольная ось, ось длиныX longitudinal axis, length axis
Y поперечная ось, боковая ось, ось шириныY transverse axis, side axis, width axis
Z вертикальная ось, ось высотыZ vertical axis, height axis
Claims (28)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020134125A RU2743306C1 (en) | 2020-10-19 | 2020-10-19 | Rotary-winged aircraft with stabilizer wing |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020134125A RU2743306C1 (en) | 2020-10-19 | 2020-10-19 | Rotary-winged aircraft with stabilizer wing |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2743306C1 true RU2743306C1 (en) | 2021-02-16 |
Family
ID=74666230
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2020134125A RU2743306C1 (en) | 2020-10-19 | 2020-10-19 | Rotary-winged aircraft with stabilizer wing |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2743306C1 (en) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1999067130A1 (en) * | 1998-06-25 | 1999-12-29 | Sikorsky Aircraft Corporation | Horizontal stabilizer for rotorcraft |
RU81159U1 (en) * | 2008-02-15 | 2009-03-10 | Сергей Владимирович Тюрин | EASY MULTI-PURPOSE HELICOPTER |
WO2009155584A1 (en) * | 2008-06-20 | 2009-12-23 | Aviation Partners, Inc. | Curved wing tip |
EP2409917A1 (en) * | 2010-07-20 | 2012-01-25 | Eurocopter | Method and rotary-wing aircraft provided with a stabilisation means minimising the attitude hump phenomenon |
EP2899118B1 (en) * | 2014-01-27 | 2019-01-16 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Rotorcraft with a fuselage and at least one main rotor |
-
2020
- 2020-10-19 RU RU2020134125A patent/RU2743306C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1999067130A1 (en) * | 1998-06-25 | 1999-12-29 | Sikorsky Aircraft Corporation | Horizontal stabilizer for rotorcraft |
RU81159U1 (en) * | 2008-02-15 | 2009-03-10 | Сергей Владимирович Тюрин | EASY MULTI-PURPOSE HELICOPTER |
WO2009155584A1 (en) * | 2008-06-20 | 2009-12-23 | Aviation Partners, Inc. | Curved wing tip |
EP2409917A1 (en) * | 2010-07-20 | 2012-01-25 | Eurocopter | Method and rotary-wing aircraft provided with a stabilisation means minimising the attitude hump phenomenon |
EP2899118B1 (en) * | 2014-01-27 | 2019-01-16 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Rotorcraft with a fuselage and at least one main rotor |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP3202661B1 (en) | Performance-enhancing winglet system and method | |
US11702199B2 (en) | Rotorcraft with a stabilizer wing | |
EP2441670B1 (en) | Forward swept winglet | |
US4674709A (en) | Airframe design | |
KR101723666B1 (en) | A rotorcraft having an advanced pitch stabilizer | |
CN114026022B (en) | Fixed wing aircraft with rear rotor and T-tail | |
EP0508025A1 (en) | Shroud-fin integration shelf for a helicopter empennage structure | |
RU2743306C1 (en) | Rotary-winged aircraft with stabilizer wing | |
WO2021130692A1 (en) | Helicopter, helicopter kit and associated reconfiguration method | |
ANDERSON et al. | A historic review of canard configurations |