PL198000B1 - Arrangement of aerodynamically streamlined components - Google Patents

Abstract

The system consists of at least two elongated and flattened aerodynamic members (1, 2), parallel to each other as well as at least one thin plate (3) placed between the members (1, 2). The members are shaped as elongated planes (1, 2) with aerofoil profile cross-section. The distance (H) between the plate (3) and chord of each plane is constant and ranges between 5 % and 50 % of mean length of this plane's chord.

Description

Opis wynalazkuDescription of the invention

Przedmiotem wynalazku jest układ członów aerodynamicznych, które umieszczone w strumieniu przepływającego gazu są źródłem siły aerodynamicznej o kierunku różnym od kierunku przepływu gazu, zwłaszcza układ elementów nośnych mających zastosowanie w statkach powietrznych takich jak skrzydła samolotu i łopaty wirników nośnych śmigłowca.The subject of the invention is an arrangement of aerodynamic members which, when placed in the stream of flowing gas, are a source of aerodynamic force in a direction different from the direction of gas flow, in particular an arrangement of supporting elements used in aircraft such as airplane wings and helicopter rotor blades.

Dla danej prędkości przepływu gazu i określonego profilu wielkość siły aerodynamicznej zależy głównie od wielkości powierzchni członu aerodynamicznego. W związku z tyra w konstrukcjach lotniczych dąży się przed wszystkim do zwiększenia powierzchni nośnej członów aerodynamicznych, jakimi są skrzydła samolotu oraz łopaty wirników nośnych śmigłowców. Przy stałej rozpiętości skrzydeł, zwiększanie ich powierzchni droga powiększania długości cięciwy profilu zmniejsza tzw. wydłużenie płata i jest niekorzystne z punktu widzenia aerodynamiki. Natomiast zwiększenie wydłużenia płata, przy zachowaniu niezmienionej długości cięciwy profilu, (co jest korzystne z punktu widzenia opływu), powoduje zwiększenie rozpiętości skrzydeł oraz wymusza stosowanie skomplikowanych i kosztownych rozwiązań konstrukcyjnych zapewniających wystarczającą sztywność przy niewielkim wzroście masy skrzydła. Skrzydła o dużej rozpiętości poddawane są w trakcie lotu znacznym obciążeniom dynamicznych, a także utrudniają manewrowanie samolotem na lotnisku.For a given gas flow velocity and a specific profile, the magnitude of the aerodynamic force depends mainly on the size of the surface area of the aerodynamic member. In connection with tyra, in aviation constructions, the main aim is to increase the lifting surface of the aerodynamic members, such as airplane wings and helicopter rotor blades. With a constant wingspan, increasing their surface area, the way of increasing the length of the profile chord reduces the so-called lengthening of the airfoil and is unfavorable from the point of view of aerodynamics. On the other hand, increasing the lengthening of the airfoil, while maintaining the unchanged length of the profile chord (which is advantageous in terms of air flow), increases the wingspan and requires the use of complicated and expensive design solutions ensuring sufficient stiffness with a small increase in the wing mass. Large-span wings are subjected to significant dynamic loads during flight, and also make it difficult to maneuver the plane at the airport.

Niedogodności tej pozbawione są, znane i stosowane w określonych przypadkach, skrzydła w układzie wielopłatowym składające się z dwóch lub więcej równoległych płatów usytuowanych jeden nad drugim. Jednakże, ze względu na konieczność zapewnienia właściwego przepływu powietrza wokół profilu, warunkującego powstawanie dostatecznej siły nośnej, odległość pomiędzy sąsiednimi płatami musi być wielokrotnie większa niż maksymalna grubość profilu. Zbliżanie do siebie płatów powoduje spadek sumarycznej siły nośnej całego układu, a jednocześnie wywołuje wzrost oporu czołowego i oporu indukowanego. Z drugiej strony duża odległość pomiędzy płatami powoduje, że przynajmniej jeden z nich (w przypadku klasycznego dwupłatowca - zwykle płat górny) nie może być zamocowany do kadłuba za pomocą dźwigarów znajdujących się wewnątrz skrzydła. Płat ten jest w związku z tym związany z resztą konstrukcji za pomocą rozbudowanej zewnętrznej konstrukcji wsporczej, która zwiększa w sposób zasadniczy opór czołowy całego samolotu. Uzyskiwanie wzrostu siły nośnej wirnika śmigłowca poprzez związanie z każdą łopatą dodatkowego płata nie było dotychczas znane. Wzrost siły nośnej wirnika śmigłowca realizuje się obecnie przez zwiększenie liczby łopat albo przez zastosowanie dwóch zespołów wirnikowych ulokowanych współosiowo lub w tzw. tandemie. Pociąga to niestety za sobą niekorzystne interferencje pomiędzy wirnikami, obniżające w praktyce oczekiwany teoretycznie wzrost siły nośnej. Istotną wadą śmigłowca jest jego znaczna hałaśliwość. Z literatury przedmiotu wiadomo (np. „Prące Instytutu Lotnictwa” nr 2/3/97, Warszawa, ISSN 0509-6669, str. 45 i n.), że głównym źródłem hałaśliwości śmigłowca są jego szybko wirujące łopaty, których prędkości nie można zbytnio zmniejszać ze względu na towarzyszący temu spadek siły nośnej.This disadvantage is avoided by the known and used in certain cases wings in a multi-wing system consisting of two or more parallel wings arranged one above the other. However, due to the necessity to ensure proper air flow around the profile to generate a sufficient lifting force, the distance between adjacent panels must be many times greater than the maximum thickness of the profile. Bringing the lobes closer together causes a decrease in the total lift force of the entire system, and at the same time causes an increase in frontal drag and induced drag. On the other hand, the large distance between the airfoils means that at least one of them (in the case of a classic biplane - usually the upper one) cannot be attached to the fuselage by means of girders located inside the wing. This airfoil is therefore linked to the rest of the structure by means of an extensive external support structure which substantially increases the frontal drag of the entire aircraft. Achieving an increase in the lift of a helicopter rotor by binding an additional airfoil to each blade has not been known to date. The increase in the lift force of a helicopter rotor is currently implemented by increasing the number of blades or by using two rotor units located coaxially or in the so-called tandem. Unfortunately, this entails unfavorable interference between the rotors, which in practice reduces the theoretically expected increase in the lift force. A significant disadvantage of the helicopter is its considerable noisiness. From the literature on the subject it is known (e.g. "Prące Instytut Lotnictwa" no. 2/3/97, Warsaw, ISSN 0509-6669, pp. 45 et seq.) That the main source of helicopter noise are its fast rotating blades, the speed of which cannot be too high. due to the accompanying drop in lift.

Istotą układu według wynalazku jest to, że zawiera on, co najmniej dwa podłużne i spłaszczone człony aerodynamiczne o przekroju poprzecznym w kształcie lotniczego profilu aerodynamicznego i zasadniczo równoległe względem siebie, oraz co najmniej jedną cienką płytę, znajdująca się pomiędzy sąsiadującymi członami aerodynamicznymi i zasadniczo równoległą do tych członów. Odległość pomiędzy cienką płytą a cięciwą profilu każdego z płatów jest zasadniczo stała i wynosi od 5 do 50% średniej długości cięciwy tego płata.The essence of the system according to the invention is that it comprises at least two oblong and flattened aerodynamic members with a cross section in the shape of an aerodynamic aerodynamic profile and substantially parallel to each other, and at least one thin plate between adjacent aerodynamic members and substantially parallel to each other. these members. The distance between the thin plate and the chord of the profile of each of the panels is substantially constant, ranging from 5 to 50% of the average chord length of that panel.

W wariancie wynalazku układ zawiera dwa płaty, przy czym średnia długość cięciwy profilu aerodynamicznego jednego płata jest większą od średniej długości cięciwy drugiego płata.In a variant of the invention, the system comprises two airfoils, wherein the mean chord length of one airfoil is greater than the mean chord length of the other airfoil.

Układ członów aerodynamicznych według wynalazku pozwala konstruować aerodynamiczne zespoły nośne składające się z płatów nośnych o dużym wydłużeniu. Wzrost wydłużenia elementów składowych oraz sumarycznej powierzchni nośnej zespołu skutkuje istotnym zwiększeniem siły nośnej przy tej samej rozpiętości zespołu nośnego. Skrzydło samolotu wykorzystujące układ według wynalazku jest jednocześnie znacznie sztywniejsze i lżejsze od konwencjonalnego, dzięki czemu rośnie nośność użytkowa statku powietrznego. Wynalazek umożliwia również uzyskanie płatowca o mniejszym niż konwencjonalne rozwiązania momencie bezwładności wokół osi podłużnej, co ma szczególnie istotne znacznie w konstrukcjach samolotów wojskowych i akrobacyjnych.The arrangement of the aerodynamic members according to the invention allows the construction of aerodynamic support units consisting of airfoils with high elongation. The increase in the elongation of the components and the total bearing surface of the assembly results in a significant increase in the lifting force for the same span of the load-bearing assembly. An airplane wing using the system according to the invention is at the same time much stiffer and lighter than a conventional one, thus increasing the payload of the aircraft. The invention also makes it possible to obtain an airframe with a moment of inertia around the longitudinal axis lower than conventional solutions, which is particularly important in the construction of military and aerobatic aircraft.

W odniesieniu do wirników śmigłowców, poza wymienionymi wyżej zaletami, zastosowanie łopat według wynalazku daje możliwość wyeliminowania drugiego wirnika, co bardzo upraszcza konstrukcję przeniesienia napędu. Wzrost efektywnej siły nośnej wirnika pozwala również na zmniejszeniaWith regard to helicopter rotors, in addition to the above-mentioned advantages, the use of the blades according to the invention makes it possible to eliminate the second rotor, which greatly simplifies the power transmission structure. An increase in the rotor's effective lift also allows for reductions

PL 198 000 B1 jego prędkości obrotowej. Mniejsza prędkość obrotowa zmniejsza obciążenie okucia głównego łopaty oraz hałaśliwość układu napędowego.Its rotational speed. The lower rotational speed reduces the load on the main blade fittings and the noisiness of the drive system.

Wynalazek, w przykładach wykonania, zilustrowany jest w sposób schematyczny na rysunku, na którym fig. 1 przedstawia w widoku z boku samolot ze skrzydłami wykorzystującymi układ według wynalazku, zaś fig. 2 - półwidok z góry takiego samolotu. Fig. 3 przedstawia schemat pomiaru odległości pomiędzy cięciwą profilu, a płytą rozdzielającą, natomiast fig. 4 przedstawia schemat skrzydła samolotu zawierającego więcej niż dwa płaty składowe. Fig. 5 przedstawia przekrój poprzeczny przez jeden z wariantów wykonania skrzydła o płatach mających różne średnie długości cięciwy profilu aerodynamicznego, zaś fig. 6 - widok perspektywiczny takiego wykonania skrzydła. Fig. 7 i fig. 8 przedstawiają odpowiednio przekrój porzeczny i widok perspektywiczny kolejnego wariantu wykonania skrzydła mającego płaty różniące się długością cięciwy profilu, natomiast fig. 9 i fig. 10 przedstawiają taki sam przekrój i widok jeszcze innego wariantu wykonania skrzydła. Fig. 11 przedstawia widok od góry łopaty wirnika śmigłowca wykonanej przy wykorzystaniu układu według wynalazku, natomiast fig. 12 przedstawia przekrój poprzeczny przez tę łopatę.The invention is schematically illustrated in the drawing with reference to the exemplary embodiments, in which Fig. 1 shows a side view of an airplane with wings using the inventive system, and Fig. 2 is a half-top view of such an airplane. Fig. 3 is a diagram for measuring the distance between a profile chord and a separation plate, and Fig. 4 is a diagram of an airplane wing containing more than two component airfoils. Fig. 5 shows a cross-section through one embodiment of the wing with airfoils having different mean chord lengths of the aerodynamic profile, and Fig. 6 is a perspective view of such an embodiment of the wing. Fig. 7 and Fig. 8 show, respectively, a cross-section and a perspective view of a further embodiment of the wing having lobes differing in the chord length of the profile, while Figs. 9 and 10 show the same section and view of yet another embodiment of the wing. Fig. 11 is a top view of a helicopter rotor blade made using the system according to the invention, and Fig. 12 is a cross-sectional view through this blade.

Układ według wynalazku może być wykorzystany przykładowo do zbudowania skrzydeł lekkiego samolotu turystycznego oraz wirnika nośnego śmigłowca.The system according to the invention can be used, for example, to build the wings of a light tourist aircraft and a helicopter rotor.

Każde z dwu skrzydeł wymienionego samolotu składa się z dwóch typowych trapezowych płatów nośnych 1 i 2 o płasko-wypukłym profilu poddźwiękowym NAGA 2409. Płaty te są umieszczone równolegle jeden nad drugim. Pomiędzy płatami 1 i 2 umieszczona jest cienka blaszana lub kompozytowa płyta 3 zamocowana do płata górnego 1 i dolnego 2. Zamocowanie płyty 3 zrealizowane jest za pomocą szeregu równoległych ścianek 4, łączących jednocześnie płat górny i dolny. Ścianki 4 są zasadniczo prostopadłe do płaszczyzny płyty 3 i równoległe do podłużnej osi samolotu. Odległość H pomiędzy płytą 3 a cięciwą profilu każdego płata jest stała i wynosi 7% średniej długości L cięciwy 5 tego płata. W zależności od zastosowanego profilu odległość ta może wynosić od 5 do 50% średniej długości cięciwy 5. Skrzydło o takiej konstrukcji mocowane jest w znany sposób do dźwigarów połączonych z kadłubem samolotu. W wyniku zastosowania wynalazku, zachowując typową dla samolotów tej klasy rozpiętość, skrzydeł uzyskuje się prawie dwukrotnie większa siłę nośna umożliwiającą skrócenie rozbiegu oraz podchodzenie do lądowania z mniejszą prędkością.Each of the two wings of said airplane consists of two typical trapezoidal airfoils 1 and 2 with a flat-convex subsonic profile NAGA 2409. These wings are placed in parallel one above the other. Between the panels 1 and 2 there is a thin sheet or composite plate 3 fixed to the upper 1 and lower panel 2. The panel 3 is fastened by a series of parallel walls 4 connecting the upper and lower panels at the same time. The walls 4 are substantially perpendicular to the plane of the plate 3 and parallel to the longitudinal axis of the airplane. The distance H between the plate 3 and the chord of the profile of each panel is constant and equals 7% of the average length L of the chord 5 of this panel. Depending on the profile used, this distance may be 5 to 50% of the average length of the chord 5. A wing of this structure is attached in a known manner to the girders connected to the fuselage of the aircraft. As a result of the application of the invention, while maintaining the wingspan typical for this class of airplanes, the lifting force is almost twice as high, which allows for a shorter take-off run and a slower approach to landing.

Zbudowane na opisanej wyżej zasadzie skrzydła mogą znaleźć zastosowanie również w innych typach samolotów silnikowych, zwłaszcza w samolotach o dużej masie, np. transportowych lub pasażerskich. Wynalazek nie ogranicza się ponadto jedynie do układów dwupłatowych, gdyż możliwe jest skonstruowanie zgodnie z wynalazkiem skrzydeł o układzie np. trójpłatowym zawierających dodatkowy dolny płat 2a. Względy użytkowe mogą niekiedy wymagać skrócenia cięciwy profilu jednego z płatów. W odniesieniu do opisanego wyżej przykładu samolotu turystycznego korzystnie jest, gdy średnia długość cięciwy dolnego płata 2 stanowi około 80% średniej długości cięciwy górnego płata 1', a jednocześnie ścianki 4 łączące płytę 3 z płatami 1 i 2 mają długość równą długości (w danym miejscu) cięciwy profilu płata dolnego 2'. Takie rozwiązanie znacznie poprawia widoczność z kabiny pilota, a także może korzystnie wpłynąć na własności aerodynamiczne całego płatowca. Możliwe są również inne warianty wykonania skrzydeł o zróżnicowanych długościach średniej cięciwy profilu płata górnego i dolnego. Przykładowo, aby ułatwić dostęp do kabiny dolnopłata, szerokość płata górnego 1 może być mniejsza niż szerokość płata dolnego 2''. W jednym z możliwych wariantów wykonania, w którym górny płat 1''' jest szerszy do płata dolnego 2''', przednie krawędzie ścianek 4 są ścięte ukośnie. Dzięki temu górny płat 1''' jest podparty na większej długości, co umożliwia zastosowanie delikatniejszej konstrukcji tego płata, obniżającej ciężar całego skrzydła. Opisany wyżej sposób łączenia płyty 3 z sąsiadującymi płatami za pomocą ścianek 4 jest jedynie przykładowy i może być zrealizowany w każdy inny sposób zapewniający dostateczną sztywność i wytrzymałość całego układu, a jednocześnie mały opór aerodynamiczny.Wings built on the principle described above can also be used in other types of motor aircraft, especially in large-mass aircraft, e.g. transport or passenger airplanes. Moreover, the invention is not limited to biplane systems only, as it is possible to construct, according to the invention, wings with, for example, a three-leaf configuration including an additional lower panel 2a. Usage reasons may sometimes require shortening the chord of the profile of one of the airfoils. With reference to the above-described example of a recreational plane, it is preferable that the average length of the chord of the lower panel 2 is about 80% of the average length of the chord of the upper panel 1 ', and at the same time the walls 4 connecting the panel 3 with the panels 1 and 2 have a length equal to the length (at a given location). ) chord of the lower lobe profile 2 '. This solution significantly improves the visibility from the cockpit, and may also have a positive effect on the aerodynamic properties of the entire airframe. Other variants of the wings are also possible with different lengths of the average chord of the upper and lower lobe profile. For example, to facilitate access to the cabin of the low wing, the width of the top wing 1 may be smaller than the width of the bottom wing 2 ". In one possible embodiment, where the top panel 1 "" is wider than the bottom panel 2 "", the front edges of the walls 4 are chamfered. Thanks to this, the upper 1 '' panel is supported over a greater length, which allows the use of a more delicate structure of this panel, reducing the weight of the entire wing. The above-described method of joining the panel 3 with the adjacent panels by means of the walls 4 is only exemplary and can be implemented in any other way ensuring sufficient stiffness and strength of the entire system, and at the same time low aerodynamic resistance.

Przykładowa łopata wirnika śmigłowca zrealizowana według wynalazku jest zamiennikiem łopaty zaprojektowanej do śmigłowca typu IS-2 i opisanej w periodyku „Prace Instytutu Lotnictwa” nr 2/3/98 (Warszawa, ISSN 0509-6669, str. 167 i n.) Kompozytowa łopata o długości 3,25 metra ma profil poprzeczny typu ILHK4A1-12 o średniej długości cięciwy równej 0,2 m. Nad pierwotną (pojedynczą) łopatą 6 umieszczono dodatkową łopatę górną 7 o takim samym profilu. Pomiędzy obiema łopatami zamocowano aluminiową płytę 8 wykorzystując szereg równoległych ścianek 9 podobnych do zastosowanych w opisanym wyżej skrzydle samolotu. Łopata górna 7 kształtem zasadniczo odpowiada łopacie dolnej 6, przy czym pozbawiona jest strefy zamocowania okucia głównego 10. Długość cięciwy profilu łopaty górnej 7 wynosiAn exemplary helicopter rotor blade made according to the invention is a replacement for a blade designed for the IS-2 type helicopter and described in the periodical "Pracy Instytut Lotnictwa" no. 2/3/98 (Warsaw, ISSN 0509-6669, pp. 167 ff.). 3.25 meters long, it has a cross profile of the ILHK4A1-12 type with an average chord length of 0.2 m. Above the original (single) blade 6 an additional upper blade 7 with the same profile is placed. An aluminum plate 8 was fixed between the two blades using a series of parallel walls 9 similar to those used in the airplane wing described above. The shape of the upper blade 7 essentially corresponds to the lower blade 6, but is devoid of the main fitting 10 attachment zone. The length of the chord of the upper blade 7 profile is

PL 198 000 B1PL 198,000 B1

80% długości cięciwy profilu łopaty dolnej 6. Odległość H pomiędzy cięciwą profilu każdej z łopat a płytą 81 wynosi 10% długości średniej cięciwy profilu łopaty dolnej 6.80% of the length of the chord of the lower blade profile 6. The distance H between the chord of each blade profile and the plate 81 is 10% of the average chord length of the lower blade 6 profile.

Claims (2)

Zastrzeżenia patentowePatent claims 1. Układ członów aerodynamicznych, które umieszczone w strumieniu przepływającego gazu są źródłem siły aerodynamicznej o kierunku działania różnym od kierunku przepływu gazu, zawierający, co najmniej dwa podłużne i spłaszczone człony aerodynamiczne o przekroju poprzecznym w kształcie lotniczego profilu aerodynamicznego oraz zasadniczo równoległe względem siebie, znamienny tym, że zawiera, co najmniej jedną cienką płytę (3), znajdująca się pomiędzy sąsiadującymi członami aerodynamicznymi (1, 2) i zasadniczo równoległą do tych członów, przy czym odległość pomiędzy cienką płytą (3) a cięciwą profilu każdego z płatów jest zasadniczo stała i wynosi od 5 do 50 % średniej długości cięciwy tego płata.1.A system of aerodynamic members which, disposed in the gas flow, is a source of aerodynamic force in a direction of action different from the direction of the gas flow, comprising at least two longitudinal and flattened aerodynamic members with a cross-section in the shape of an aerodynamic aerodynamic profile and substantially parallel to each other, characterized by in that it comprises at least one thin plate (3) between adjacent aerodynamic members (1, 2) and substantially parallel to these members, the distance between the thin plate (3) and the profile chord of each of the lobes is substantially constant and ranges from 5 to 50% of the average chord length of the flap. 2. Układ według zastrz. 1, znamienny tym, że zawiera dwa płaty (1, 2), przy czym średnia długość cięciwy profilu aerodynamicznego jednego płata jest większą od średniej długości cięciwy drugiego płata.2. The system according to claim The airfoil according to claim 1, characterized in that it comprises two airfoils (1, 2), wherein the mean chord length of one airfoil is greater than the mean chord length of the other airfoil.