Аэродинамический профиль (варианты) и крыло

Группа изобретений относится к области аэродинамики. Первый аэродинамический профиль использован для основания крыла. Второй аэродинамический профиль использован для конца крыла. Крыло имеет аэродинамический профиль основания и аэродинамический профиль конца, которые в сочетании друг с другом делают крыло более эффективным на низкой скорости. Группа изобретений направлена на повышение устойчивости крыла на высокой скорости. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Целью изобретения является улучшение показателей аэродинамических профилей при проектировании крыльев, как в отношении показателей при низкой скорости (взлет и посадка), так и в отношении их устойчивости на высокой скорости с приемлемой способностью к перевернутому полету (способностью к фигурному пилотажу).

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

С самого зарождения авиации было установлено, что аэродинамические профили должны разрабатываться в соответствии с целью полета (скорость, планирование, фигурный пилотаж и т.д.). Целью проектирования этих профилей является получение профилей с наилучшими полетными качествами, как на низкой, так и па высокой скорости и способностью к перевернутому полету. В описании уровня техники содержатся документы, например патент США №6607164 В2. которые описывают крыло с аэродинамическим профилем для практического использования для воздушных судов в авиации общего назначения, которые, как правило, эксплуатируются при низких скоростях. Форма этого аэродинамического профиля спроектирована для получения высоких коэффициентов подъемной силы на низких скоростях, с низким лобовым сопротивлением и пониженным коэффициентами подъемной силы на более высоких скоростях; эти подъемные характеристики аэродинамического профиля не чувствительны к шероховатости поверхности па передней кромке крыла, вызванной накоплением посторонних веществ на аэродинамическом профиле в связи с переходом к турбулентному потоку, который возникает вблизи передней кромки; таким образом, этот аэродинамический профиль имеет характеристики по форме и функциональности, отличные от настоящего изобретения, так как он ограничен малыми скоростями, в отличие от настоящего изобретения, цель которого распространяется и на низкую скорость, и на высокую скорость и на возможности перевернутого (фигурного) полета.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ГРАФИЧЕСКИХ МАТЕРИАЛОВ

На фиг. 1 проиллюстрирован вид аэродинамического профиля jn1431-265 который будет использован для основания крыла для обеспечения минимального коэффициента подъемной силы и наиболее устойчивого сваливания на крыло.

На фиг. 2 проиллюстрирован вид аэродинамического профиля jn1413-362. который будет использован для придания формы концу крыла и, таким образом комбинируется с профилем основания крыла jn1431-265 для обеспечения вышеупомянутых летно-технических характеристик крыла.

На фиг. 3 проиллюстрирован коэффициент подъемной силы (cl) при разных углах атаки (alpha) и с различными масштабными эффектами (re) аэродинамическою профиля jn1431-265.

На фиг. 4 проиллюстрирован коэффициент подъемной силы (cl) при разных углах атаки (alpha) и использования.

На фиг. 5 проиллюстрирован коэффициент подъемной силы (cl) при разных углах атаки (alpha) и с различными масштабными эффектами (re) аэродинамического профиля s8037 разработки доктора Сэйлига, который включен с целью сравнения.

На фиг. 6 проиллюстрированы различные полярные графики аэродинамического профиля jn1431-265,

На фиг. 7 проиллюстрированы различные полярные графики аэродинамического профиля jn1413-362.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Аэродинамические профили jn1432-265 и jn1413-362, как проиллюстрировано на фигурах 1 и 2, были предназначены для использования в конструкции крыльев для авиации общего назначения. На начальном этапе проект верхней и нижней кривых каждого профиля был выполнен для получения как можно более высокого значения коэффициента подъемной силы (cl) каждого участка профиля без чрезмерного увеличения кривизны для того, чтобы сохранить возможность осуществления перевернутого полета; разница коэффициентов подъемной силы (cl) между профилем jn1432-265 и профилем jn1413-362 также была принята во внимание для получения наиболее предсказуемого сваливания на крыло. При анализе масштабного эффекта было обнаружено, что при переходе различных кривых между углами 0 и +3 (принимая во внимание, что это диапазон углов установки нормального полета крыла) графика, коэффициент подъемной силы выше, когда число Рейнольдса меньше, и наоборот коэффициент подъемной силы ниже, когда число Рейнольдса увеличивается. Это означает, что по мере возрастания числа Рейнольдса коэффициент подъемной силы регулируется для каждого условия полета. Таким образом, на низкой скорости полета коэффициент подъемной силы имеет высокое значение, позволяя предсказуемые и безопасные короткие взлеты и посадки. С другой стороны, по мере увеличения скорости, коэффициент подъемной силы падает, что создает устойчивость в другом полетном положении, позволяя большую гибкость в различных условиях полета. Также было отмечено, что беспилотные летательные аппараты (БПЛА), оснащенные этими экспериментальными крыльями, демонстрируют лучшие характеристики в условиях повышенной ветровой нагрузки по сравнению с летательными аппаратами, оснащенными другими профилями. Также коэффициент лобового сопротивления (cd), который находится на низком уровне самых высоких значений коэффициента подъемной силы, снижается до значений порядка одной трети своей первоначальной величины по мере увеличения числа Рейнольдса.

Координаты (х, y) аэродинамического профиля jn1431-265, который будет использован для основания крыла в связи с тем, что он демонстрирует наименьший коэффициент подъемной силы и позволяет наиболее устойчивое сваливание па крыло, представлены в следующей таблице.

Профиль jn1413-362 будет использован для придания формы концу крыла и. таким образом, представляет собой комбинацию с профилем основания крыла jn1431-265 для обеспечения вышеупомянутых летно-технических характеристик крыла. Координаты (х, y) аэродинамического профиля jn 1413-362 представлены в следующей таблице.

Аэродинамический профиль jn1431-265 имеет ширину, которая составляет 14.31% относительно его длины, и профиль jn1413-362 имеет ширину, которая составляет 14,13% относительно его длины.

Аэродинамический профиль jn1431-265 имеет кривизну 2,65, а аэродинамический профиль jn1413-362 имеет кривизну 3,62.

Аэродинамические профили jn1431-265 и 1413-362 выполнены с возможностью регулирования своих аэродинамические переменных не только изменением угла атаки, но и масштабного эффекта (скорости) как проиллюстрировано на Фиг. 3 и 4. В сочетании друг с другом эти профили повышают эффективность оснащенных ими крыльев до 30%. Также указанные профили позволяют крылу, оснащенному ими, иметь способность предсказуемого сваливания на крыло, а также быстрый выход из этого состояния. Кроме того, указанные профили более эффективны на низкой скорости, снижая необходимость в использовании закрылок или предкрылок ("устройств высокой подъемной силы"), причем если указанные закрылки или предкрылки используются, то их действие дополнительно усиливается. На Фиг. 5 проиллюстрирован коэффициент подъемной силы (cl) при разных углах атаки (alpha) и с использованием различных масштабных эффектов (re) аэродинамического профиля s8037 разработки доктора Сэйлига. который включен для сравнения.

В то же время по мере увеличения скорости аэродинамические переменные регулируются до трети от их значения (с тем же углом атаки), что делает крыло очень устойчивым в условиях высокой скорости. Фиг. 6 и 7 показывают различные полярные графики аэродинамических профилей jn1431-265 и jn1413-362 соответственно.

Имея достаточно подробно описанное мною изобретение, я считаю, что оно обладает новизной, и по этой причине заявляю о своей исключительной собственности на указанное изобретение, которое описывается в пунктах нижеизложенной формулы изобретения.

1. Аэродинамический профиль, используемый для основания крыла, который по сути определяется координатами (х, у):

2. Аэродинамический профиль по п. 1, отличающийся тем, что в сочетании с аэродинамическим профилем конца улучшает эффективность оснащенных указанными профилями крыльев на величину до 30%.

3. Аэродинамический профиль по п. 1 или 2, отличающийся тем, что в сочетании с аэродинамическим профилем конца он позволяет оснащенным указанными профилями крыльям иметь предсказуемое сваливание на крыло, а также быстрый выход из этого состояния.

4. Аэродинамический профиль по п. 1, отличающийся тем, что его ширина составляет 14,31% его длины.

5. Аэродинамический профиль по п. 1, отличающийся тем, что он имеет кривизну 2,65.

6. Аэродинамический профиль по п. 1, отличающийся тем, что он имеет кривизну 3,62.

7. Аэродинамический профиль, используемый для придания формы концу крыла, который по сути определяется конкретными координатами (х, y):

8. Аэродинамический профиль по п. 7, отличающийся тем, что его ширина составляет 14,31% его длины.

9. Крыло, отличающееся тем, что аэродинамический профиль основания выполнен по п. 1, а аэродинамический профиль конца выполнен по п. 7.

10. Крыло по п. 9, отличающееся тем, что указанный аэродинамический профиль основания и указанный аэродинамический профиль конца в сочетании друг с другом делают оснащенное ими крыло более эффективным на низкой скорости, снижая необходимость использования закрылка или предкрылка, причем если указанные закрылок или предкрылок используются, то их действие еще больше усиливается, а при увеличении скорости аэродинамические переменные регулируются до трети от их значения с тем же углом атаки, что делает крыло очень устойчивым в условии высокой скорости.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности, к аэродинамическим поверхностям для авиационных средств поражения и может быть использовано в различных типах и классах управляемых авиационных средств поражения.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ = 7-11, сужением η = 3-4.5 и стреловидностью χ= 28-35° и содержит сверхкритические профили с увеличенными радиусами носков.

Изобретение имеет отношение к областям аэродинамики и гидродинамики. Несущая поверхность имеет две одинаковые консоли прямой стреловидности большого удлинения.

Изобретение относится к авиационной технике. Профиль крыла, у которого спереди в нижней части установлен выступ, с размерами по высоте и длине, равными половине высоты крыла.

Изобретение относится к авиационной технике. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата, такая как горизонтальный стабилизатор или вертикальный стабилизатор, содержит переднюю кромку (14).

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло самолета выполнено из композитного материала несимметричного двояковыпуклого профиля.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло выполнено с удлинением λ=9-11, сужением η=2,0÷4,0 и стреловидностью X1/4=15÷25o.

Изобретение относится к авиастроению. Профиль содержит верхний выпуклый АВМС и нижний ANEDC контуры, соединенные передней А и задней С кромками, координаты которых заданы относительно хорды АС профиля.

Крыло с естественным ламинарным обтеканием для сверхзвукового летательного аппарата, в котором форма поперечного сечения крыла в направлении по хорде крыла в каждой точке по размаху крыла выбирается таким образом, что кривизна вблизи передней кромки имеет заранее заданное значение 1/3 или менее по сравнению с нормальной формой поперечного сечения в области линейного элемента 0,1% длины хорды крыла.

Изобретение относится к авиационной технике. Аэродинамический профиль крыла включает носовую часть круговой формы малого радиуса от передней кромки до сопряжения с контуром нижней поверхности.

Группа изобретений относится к области аэродинамики. Первый аэродинамический профиль использован для основания крыла. Второй аэродинамический профиль использован для конца крыла. Крыло имеет аэродинамический профиль основания и аэродинамический профиль конца, которые в сочетании друг с другом делают крыло более эффективным на низкой скорости. Группа изобретений направлена на повышение устойчивости крыла на высокой скорости. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Наверх