Лопать несучого гвинта

Реферат: UA 98644 U UA 98644 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до галузі авіації, зокрема до авіаційної техніки, а саме до конструкцій лопатей несучих гвинтів вертольотів. Відома лопать несучого гвинта вертольота, що містить лонжерон та обшивку [1]. До недоліків відомої лопаті несучого гвинта вертольота належить те, що конструктивні та аеродинамічні характеристики лопаті не дають можливості забезпечити обтікання лопаті повітряним потоком, що набігає з можливістю отриманням максимального коефіцієнта корисної дії гвинта вертольота та аеродинамічної якості. Найбільш близьким аналогом, як по суті, так і по задачах, які вирішуються є лопать несучого гвинта вертольота, що містить комлеву частину, центральну частину, закінцівку, при цьому в центральній частині лопаті виконаний наплив у вигляді рівнобедреного трикутника, а на задній кромці відповідно виконаний прямокутний стрингер, що виступає назад [2]. Недоліком такої лопаті несучого гвинта є великий додатковий аеродинамічний опір і висока чутливість до зміни режимів польоту-кута атаки і швидкості польоту. В основу корисної моделі поставлена задача створення лопаті несучого гвинта, у якої наплив послідовно розташовується в ряд на передній і задній кромці лопаті, причому утворюючі поверхні напливу мають ті ж геометричні параметри профілю, що використовуються для центральної частини лопаті, чим забезпечується збільшення критичного кута атаки, як при прямому так і зворотному обтіканні, й за рахунок цього поліпшення аеродинамічних характеристик гвинта та льотно-технічних характеристик вертольоту, підвищення безпеки польотів в турбулентній атмосфері. Поставлена задача вирішується тим, що лопать несучого гвинта, згідно з корисною моделлю, містить наплив, котрий послідовно розташовується в ряд на передній та задній кромці. При цьому утворюючі поверхні напливу мають ті ж геометричні параметри профілю, що використовуються для центральної частини лопаті. На фіг. 1 представлене схематичне зображення лопаті несучого гвинта. На фіг. 2 представлене розташування зон зриву потоку при прямому і зворотному обтіканні лопаті несучого гвинта. Лопать несучого гвинта, зображена на фіг. 1, складається з кореневої частини 1, центральної частини 2, закінцівки 3, напливу 4, передньої кромки 5, задньої кромки 6. Наплив характеризується геометричними параметрами: b - ширина напливу; L - довжина напливу; S розмір щілини між напливами; с - товщина центральної частини лопаті. При наявності повітряного потоку і його взаємодії з лопаттю, напливи 4 на передній та задній кромці виконують роль генераторів поздовжніх вихорів. На центральній частині 2 у кутових областях конструкції напливу 4 формується пара великих зв'язаних вихорив. Ці вихори впливають на всю товщину примежового шару центральної частини 2. Великомасштабне перемішування повітряного потоку за допомогою порівняно великих і рознесених напливів дає істотне збільшення аеродинамічної піднімальної сили (30-50 %) при збільшенні лобового опору не більше 10 % [3], найбільший ефект досягається при розміщенні напливів вздовж всієї передньої кромки. Зоною несприятливої зміни аеродинамічних характеристик по перетинах лопаті є зони показані на фіг. 2 [4], де присутній відрив повітряного потоку як на передній кромці так і на задній кромці при зворотному обтіканні лопаті, котрі визначаються з умови dоб/обд = (V*COSαнв)/ω, де, dоб/обд - зона зворотного обтікання, представляє собою коло, центр якого розташований в азимуті ψ=270° і на відстані 0,5dоб/обд від осі обертання несучого гвинта; V - швидкість польоту вертольота; αнв - кут атаки несучого гвинта; ω - кутова швидкість обертання несучого гвинта. Чим більша швидкість польоту вертольота V, тим більша зона зворотного обтікання. На передній кромці напливи розташовуються уздовж всієї центральної частини лопаті. На задній кромці напливи розташовуються уздовж центральної частини лопаті, в залежності від максимальної експлуатаційної швидкості польоту вертольота. Утворення істотних зон відриву потоку (до 35 % від площі диска, котру описує гвинт) погіршує в цілому несучі властивості вертольота. Експерименти в аеродинамічній трубі показали, що найбільший вплив на зміну аеродинамічних характеристик заданого профілю центральної частини лопаті з метою їхнього поліпшення отримано при конфігурації напливів з параметрами: b=35-45 %, L=30-40 %, s-35-45 % від величини товщини профілю с. Таким чином запропонована корисна модель, котра окрім покращення тягових характеристик, як лопаті так і в цілому гвинта, та підвищення стабільності тяги за більших швидкостей руху лопаті в повітряному середовищі, при незначних погіршеннях міцності та 1 UA 98644 U 5 10 технологічності лопаті, дає змогу розширення меж експлуатаційних швидкостей польоту, або вантажопідйомності вертольота при незмінній потужності його силової установки. Джерела інформації: 1. Авторське свідоцтво СРСР № 1116656 А "Лопасть несущего винта" від 24.12.1982, МПК 8 В64С 11/28 - аналог. 2. Авторське свідоцтво СРСР №1338260 А "Лопасть несущего винта вертолета" від 02.01.1985, МПК 8 64С11/16 – найближчий аналог. 3. П. Чжен. Отрывные течения. - М.: Мир, 1973. - Т. 3. - С. 331. 4. Исследование некоторых вопросов аэродинамики вертолетов. Госкомитет по авиационной технике СССР: - Технический отчет № 282, 1964. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 15 1. Лопать несучого гвинта, що містить комлеву частину, центральну частину, закінцівку, при цьому в центральній частині лопаті виконаний наплив, яка відрізняється тим, що наплив послідовно розташовується у ряд на передній і задній кромці лопаті. 2. Лопать несучого гвинта за п. 1, яка відрізняється тим, що утворюючі поверхні напливу мають ті ж геометричні параметри профілю, що використовуються для центральної частини лопаті. 2 UA 98644 U Комп’ютерна верстка Л. Ціхановська Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Василя Липківського, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут інтелектуальної власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 3