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空 气动 力学钝形尾部

阅读：563发布：2020-05-11

专利汇可以提供空气动力学钝形尾部专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种空气动力学钝形尾部（10），用于直升飞机，该空气动力学尾部具有沿着尾部表面（9）和/或相应左手侧机身表面和右手侧机身表面（5、6）的两个导流片（7、8）。每个导流片（7、8）由第一和第二相交线（3、4）限定，该第一和第二相交线由于水平面（z）与尾部表面（9）的表面或相应的左手侧机身表面和右手侧机身表面（7、8）相交而产生。导流片由两维或三维样条曲线（12）限定，该样条曲线在所述第一和第二相交线（3、4）内部并且在边界框（15）内部从表面（2）朝向尾部表面（9）。该空气动力学钝形尾部的导流片能减小尾部上流分离的程度且由此使得尾流中的总体压力损失最小。，下面是空气动力学钝形尾部专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种具有纵向中间平面（1）的直升飞机机身的空气动力学钝形尾部（10），所述直升飞机机身包括：
-左手侧机身表面（5）和右手侧机身表面（6），所述左手侧机身表面和所述右手侧机身表面基本上平行于所述纵向中间平面（1），
-尾部表面（9），所述尾部表面位于所述左手侧机身表面和所述右手侧机身表面（5、6）之间，且所述尾部表面（9）基本上与所述纵向中间平面（1）正交对准，以及-至少两个导流片（7、8），所述至少两个导流片沿着所述尾部平面（9）和/或相应的左手侧机身表面和右手侧机身表面（5、6）设置成关于所述纵向中间平面（1）基本上彼此成镜像，其特征在于，每个导流片（7、8）通过如下特征限定：
所述导流片在第一和第二相交线（3、4）之间的位置，所述第一和第二相交线由于水平面（从z1运动至z2）与所述尾部平面（9）或相应的左手侧机身表面和右手侧机身表面（5、
6）相交而产生，且所述第一相交线（3）通过侧向点（Pz15）限定，所述侧向点由于在相对于所述中间平面（1）成15°的角度处与位于所述水平面（z）中的局部切线相交而产生，而所述第二相交线（4）通过内部点（Pz60）限定，所述内部点由于在相对于所述中间平面（1）成
60°的角度处与位于所述平面（z）中的局部切线相交而产生，
所述第一和第二相交线（3、4）之间的表面（2），所述表面限定在边界框（15）内，以及两维或三维样条曲线（12），所述样条曲线在所述第一和第二相交线（3、4）内从所述表面（2）朝向所述尾部平面（9）。
2.如权利要求1所述的空气动力学钝形尾部（10），其特征在于，
所述表面（2）限定在所述边界框（15）内，所述边界框（15）通过偏离连接表面（17）所述机身宽度的13%(+/-7%)来限定，所述连接表面切向地连续填充所述左手侧机身表面和所述尾部表面（5、9）之间以及所述右手侧机身表面和所述尾部表面（6、9）之间的间隙，且所述连接表面（17）基本上是在所述曲线（3、4）之间不具有表面隆起的机身几何形状。
3.如权利要求2所述的空气动力学钝形尾部（10），其特征在于，
所述表面（2）具有如下特性：所述表面（2）与所述水平面（z）的每个相交曲线都位于所述边界框（15）内。
4.如权利要求1所述的空气动力学钝形尾部（10），其特征在于，
设有尾桁（11），所述尾桁（11）具有向所述导流片（7、8）的过渡。
5.如权利要求1所述的空气动力学钝形尾部（10），其特征在于，
所述尾部平面（9）设有后承载能力。
6.如权利要求1所述的空气动力学钝形尾部（10），其特征在于，
从所述表面（2）至所述第一和第二相交曲线（3、4）的所述两维或三维样条曲线（12）通过可变圆角结合以平滑地过渡至所述尾部平面（9）。

说明书全文

空气动 力学钝形尾部

技术领域

[0001] 本发明涉及一种空气动力学钝形尾部，尤其是根据权利要求1前序部分所述的、直升飞机的具有后承载能力的空气动力学钝形尾部。直升飞机机身的后部的向上弯曲角度由机身中段的最低切向z平面和与机身中段的相切平面之间的角度所限定。当所述向上弯曲角度的最大值大于25°时，尾部呈钝形。

背景技术

[0002] 直升飞机，具有特征为钝形尾部的机身、例如特征为带有后部承载能力的后门或舷梯/舱口的机身，空气动力学特点在于在钝形尾部区域中会产生流分离，所述流分离是机身具有空气阻力的主因。通过尽可能减小钝形尾部上的分离区域以削弱该区域中的湍流来改进流动能够显著地减小飞行器的空气阻力，由此能减少直升飞机所需的动力和燃料消耗。

[0003] 已知安装所谓的导流片来减小飞机的弧形后承载尾部的空气阻力。然而，直升飞机确实经常处在侧滑角比飞机所经历的侧滑角大得多的流动条件下飞行。由于那些较大的侧滑角，在导流片上游会发生流分离。在这些情形下，机身空气阻力不再减小，甚至反而会增大。

[0004] 文献US2009/0078830A（空中客车公司）披露了一种包括几何变形的表面，该表面构造成在中心整流罩上产生侧向空气动力学扰动以控制空气流动。该专利既非解决直升飞机问题，又非解决减小分离流的问题，也未解决侧向稳定性的问题。

[0005] 文献US4786009A（美国航空航天局）披露了一种用于借助偏流导流片控制空中运载工具前部周围的涡旋型式来在大迎角下控制偏航和桨叶的方法和设备。该专利文献并不解决减小钝形尾部空气阻力的问题。实际上，这些偏流导流片通过增大机身截面的前部空气阻力来控制桨叶和偏航轴线周围的力矩。考虑到围绕机身前部的局部流动状况，导流片用作扰流器，且相对于空气流横向地布置。

[0006] 文献US5209430A披露了导流片在直升飞机上的使用，以扰乱尾桁上的气流，使得所需来自尾部旋翼侧推力较小。但这也不解决钝形机身的问题。

[0007] 文献US7686245披露了旋翼飞行器上的卸载缓和导流片，所述导流片至少部分地沿着机身的长度延伸并且构造成在旋翼组件的操作过程中减小下冲卸载。该文献仍不存在关于减小空气阻力或改进侧向稳定性的启示。

发明内容

[0008] 本发明的目的是减小具有钝形尾部的直升飞机的空气阻力。

[0009] 该技术方案设有具有权利要求1所述特征的直升飞机机身的空气动力学钝形尾部。在从属权利要求中披露本发明的较佳实施例。

[0010] 根据本发明，具有纵向中间平面的直升飞机机身的空气动力学钝形尾部包括左手侧机身表面和右手侧机身表面以及尾部表面，该左手侧机身表面和右手侧机身表面基本上平行于所述纵向中间平面，而该尾部平面位于所述左手侧机身表面和右手侧机身表面之间，且所述尾部平面与所述纵向中间平面基本上正交对准。左手侧导流片和右手侧导流片沿着所述尾部表面和/或沿着相应的左手侧机身表面和右手侧机身表面设置。所述导流片呈光滑的三维突出几何形状，基本上是表面隆起。所述导流片直接安装在所述表面上或者它们是所述表面的一体式部件。所述导流片关于所述纵向中间平面基本上彼此成镜像。所述导流片中的每个沿垂直方向由曲线所限定，这些曲线由于水平面z1和z2与空气动力学钝形尾部的表面或相应的左手侧机身表面和右手侧机身表面相交而产生。直升飞机宽度限定为在相应的左手侧机身表面和右手侧机身表面之间、正交于直升飞机中间平面测得的最大距离。水平面z1和z2正交于直升飞机的纵向中间平面，且z1水平地布置在尾桁和尾部之间的连结部处，而z2布置在离机舱的最低水平位置（吃水线）上方直升飞机宽度的10％的位置处。第一相交线通过由于机身侧表面在相对于中间平面成15°的角度处、与位于z平面中的局部切线相交产生的侧向点Pz15所限定，该平面z从z1运动至z2。第二相交线通过由于在相对于中间平面成60°的角度处与位于平面z中的局部切线相交而产生的内部点Pz60限定。连接表面限定成填充所述第一和第二相交线之间的间隙，使得所述第一相交线3切向接续至所述机身侧表面，并且使所述第二相交线4切向接续至所述尾部表面。边界框由所述连接表面限定，并且从所述左手侧机身表面向外偏离该连接表面所述机身宽度的13%+/-7%。所述导流片限定为机身表面上的表面隆起，这些表面隆起通过将两维或三维样条曲线投射到所述边界框内部而产生，且投射表面是通过二维和/或三维曲线产生的表面，以在选定曲线之间产生平滑过渡。投射表面可以形成为与一条或多条引导曲线相关。
尾部表面与水平面z的每个相交曲线都位于边界框与水平面z的相交曲线内。本发明空气动力学尾部的左导流片和右导流片纵向地结合或安装于尾部的表面，以基本上关于机舱的纵向中间平面彼此成镜像，从而避免沿着尾部的左侧和右侧产生任何表面流分离。本发明空气动力学钝形尾部的两个导流片定位成覆盖任何分离线的位置并且紧接着任何分离线的上游开始。本发明对于在直升飞机的尾部区域中经历流分离的机身有效，因为本发明空气动力学尾部的纵向导流片迫使空气从左侧和右侧以及从底部流动以产生两个不同的纵向反转涡旋，从而致使表面流保持较长时间附连于本发明的空气动力学钝形尾部、例如直升飞机的后门。实际上，由本发明空气动力学钝形尾部产生的两个涡旋中的每个会在它们之间产生速度，该速度正交于涡轴朝向后门表面引导。由于涡旋的反转方向，所产生的速度分量在包括在涡旋之间的区域中加和，结果是所产生的流在本发明空气动力学钝形尾部上产生更高压力恢复。另一有利效果是改进全局流动型式的稳定性，因为本发明空气动力学钝形尾部的导流片确保涡旋在良好限定的位置处、相对独立于直升飞机的飞行姿态而形成。由于本发明导流片产生的流使得在尾部几何形状上产生更高压力恢复。此外，安装本发明空气动力学钝形尾部的导流片提供较小程度的气流减速并且改进定向稳定性。总之，采用本发明空气动力学钝形尾部的导流片，能减小尾部上流分离的程度且由此使得尾流中的总体压力损失最小。因此，直升飞机的尾翼单元经受较小的涡轮并且由此能实现较高的空气动力学效率。

[0011] 根据本发明一较佳实施例，空气动力学钝形尾部设有尾桁，所述尾桁具有向所述导流片的过渡。

[0012] 根据本发明又一较佳实施例，所述尾部表面设有后承载能力。

[0013] 根据本发明又一较佳实施例，所述导流片通过可变圆角结合，以平滑地过渡至尾部表面。附图说明

[0014] 参照以下描述和附图来说明本发明的较佳实施例。

[0015] 图1示出剖过钝形尾部的水平z切，并示出由来自机身的左侧和右侧以及来自本发明的空气动力学钝形尾部的底侧的涡旋所产生的速度矢量，

[0016] 图2示出本发明空气动力学钝形尾部的后视图，

[0017] 图3示出本发明空气动力学钝形尾部的导流片，

[0018] 图4示出本发明空气动力学钝形尾部的一实施例的立体图，

[0019] 图5示出本发明空气动力学钝形尾部的又一实施例的立体图，

[0020] 图6以水平z剖面示出界定或限定导流片几何形状的盒子的立体图，以及[0021] 图7示出通过本发明空气动力学钝形尾部上的导流片的其中一个水平z剖面的详细视图。

具体实施方式

[0022] 参见图1，直升飞机（未示出）的机身的空气动力学钝形尾部10包括左手侧机身表面5和右手侧机身表面6，该左手侧机身表面和右手侧机身表面基本上平行于所述纵向中间平面1。左手侧导流片7设置在所述左手侧机身表面5和尾部表面9之间，而右手侧导流片8设置在所述尾部表面9和所述右手侧机身表面6之间。所述导流片7、8是局部表面阻挡物、即三维隆起，这些阻挡物相对于任何侧流横向地布置且相对于底流纵向地布置。因此，所述导流片7和8用作侧流的“扰流器”并且用作非纵向底流的“偏流器”。所述导流片7、8与机身成一体或者安装于机身的表面。

[0023] 所述左手侧导流片7和所述右手侧导流片8分别与所述机身侧表面5、6和所述尾部表面9成一体。

[0024] 在直升飞机向前飞行时，沿着机身的空气流产生沿尾部表面9的两个涡旋。由向前飞行时的直升飞机的空气动力学钝形尾部10产生的所述两个涡旋在它们之间产生速度，该速度朝向尾部表面9正交地指向涡轴。

[0025] 参见图2，相对应的特征利用图1所示的附图标记来指代。直升飞机包括纵向中间平面1，该纵向中间平面贯穿空气动力学钝形尾部10而将其分成两个基本上对称的半部。左手侧机身表面5和右手侧机身表面6基本上平行于所述纵向中间平面1。所述左手侧和右手侧机身表面5、6之间的尾部表面9基本上与所述纵向中间平面1正交对准。所述直升飞机的尾桁11设置在尾部表面9的中部的顶端处。

[0026] 由于两个导流片7、8相对于所述纵向中间平面1大致彼此成镜像，因而仅仅描述左手侧导流片7的特征，对于右手侧导流片8情况相同。左手侧导流片7由第一和第二相交线3、4限定，该第一和第二相交线由于水平面z与所述左手侧机身表面5以及所述尾部平面9相交而产生。第一相交线3由侧向点Pz15限定，这些侧向点由于在相对于中间平面1成15°的角度处与位于平面z中的局部切线相交而产生，该平面z在z1和z2之间改变。
第二相交线4由内部点Pz60限定，这些内部点由于在相对于中间平面成60°的角度处与位于平面z中的局部切线相交而产生，该平面z在z1和z2之间改变。

[0027] 由所述第一和第二相交线3、4以及水平面z1和z2界定的属于尾部10的表面2位于边界框15内（参见图6）。

[0028] 参见图3，相对应的特征利用图1、2所示的附图标记来指代。在所述第一和第二相交线3、4内部朝向尾部表面9的属于表面2的两维或三维样条曲线12（导流片边缘曲线）使左手侧导流片7形成为使该左手侧导流片7与尾部表面9产生相交曲线，且该左手侧导流片和尾部表面通过可变圆角（未示出）结合，以平滑地过渡至尾部表面9。该圆角在尾部表面9的底部13具有较大的曲率半径，而在顶部14具有较小曲率半径，该较大曲率半径是所述机身宽度的7％（+/-7%），而该较小曲率半径是所述机身宽度的3.5％（+/-3.5%）。

[0029] 参见图4，相对应的特征利用图1-3所示的附图标记来指代。以空气动力学钝形尾部10的4个不同立体图示出长且薄型的导流片7、8。该导流片变型包括在图6所示的边界框15内。

[0030] 参见图5，相对应的特征利用图1-3所示的附图标记来指代。以空气动力学钝形尾部10的4个不同立体图示出短且宽型式的导流片7、8。该导流片变型包括在图6所示的边界框内。

[0031] 参见图6，边界框15限定表面2。表面17是曲线3和4之间的切向连续填充表面。曲线16是水平z平面和表面2之间的相交曲线。边界框15的每个z剖面都包围曲线16。

[0032] 参见图7，给出表面2的z剖面的分析描述。位于表面17中的导流片骨架曲线限定为位于z1上Pz15和Pz60之间的任意点和位于z2上Pz15和Pz60之间的任意点之间的连接曲线。对于导流片骨架曲线的每个点，点可沿表面17的表面法线方向在距离h处产生，该距离h是所述机身宽度的13%(+/-7%)。通过连接这些点而产生导流片边缘曲线12。

[0033] 点Pss是导流片骨架曲线的一点，而点Pse是导流片边缘曲线12的一点。矢量n1是表面17在点Pss处的表面法线矢量在z平面上的投影。位于z平面中的矢量n2垂直于所述矢量n1。利用点（Pss）和矢量（n1）、（n2）建立局部坐标系x’-y’。长度b1和b2是所述机身宽度的0.2%(+/-0.1%)。在x’轴上离点（Pss）的距离（b1）和（b2）处发现点（Pp1）和（Pp2）。在所述局部坐标系中，通过穿过点（Pp1）和（Pse）建立比较段（Cp1），且点（Pse）在该比较段上具有最大y’值。类似地，通过穿过点（Pp2）和（Pse）建立另一比较段（Cp2），且点（Pse）在该比较段上具有最大y’值。曲线（Cs17）是所述表面17与z平面的相交曲线。所具有的曲率半径是所述机身宽度的7%(+/-7%)的圆角用于将比较段（Cp1）和（Cp2）平滑地过渡至曲线（Cs17）。

[0034] 实际钝形机身的表面17的点Pz可被限定为在所述平面（z）上位于点（Pz15）和（Pz60）之间的点，并且所述机身侧表面在位于平面（z）中的点（Pz）处的局部切线具有角度α，该角度α所具有的定义是α=60°+(z-z1)/(z2-z1)*(15°-60°)。通过连接这些点而产生一条可能的导流片骨架曲线。对于导流片骨架曲线的每个点，可产生沿表面17的表面法线方向具有距离h（该距离h是所述机身宽度的13%(+/-7%)）的点。通过连接这些点而产生导流片边缘曲线12。

[0035] 附图标记列表

[0036] 1 中间平面

[0037] 2 表面

[0038] 3 相交线

[0039] 4 相交线

[0040] 5 左手侧机身表面

[0041] 6 右手侧机身表面

[0042] 7 左手侧导流片

[0043] 8 右手侧导流片

[0044] 9 尾部表面

[0045] 10 空气动力学钝形尾部

[0046] 11 尾桁

[0047] 12 导流片边缘曲线

[0048] 13 导流片的底侧

[0049] 14 导流片的顶侧

[0050] 15 边界框

[0051] 16 相交曲线

[0052] 17 填充表面

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