ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
[0001] Варианты реализации настоящего изобретения в целом относятся к аэродинамическим поверхностям. Более конкретно, варианты реализации настоящего изобретения относятся к аэродинамическим поверхностям, обеспечивающим ламинарный поток.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
[0002] Ламинарный поток содержит, например, помимо прочего, гладкий низкотурбулентный поток воздуха поверх контура частей летательного аппарата, таких как крылья, фюзеляж и т.п. Термин "ламинарный поток" обозначает процесс, в котором слои воздуха формируются один рядом с другим при образовании пограничного слоя. Прерывание плавного течения воздуха в пограничном слое поверх профиля крыла может создать турбулентность, которая может привести к неоптимальной подъемной силе и/или неоптимальному аэродинамическому сопротивлению. Аэродинамическое тело, выполненное для обеспечения минимального аэродинамического сопротивления и непрерывного потока в пограничном слое, может быть названо "аэродинамической поверхностью обеспечения ламинарного течения". Аэродинамическая поверхность обеспечения ламинарного течения может поддерживать слипание пограничных слоев потока воздуха настолько далеко за передней кромкой, насколько это практически возможно. На аэродинамических телах, не обеспечивающих ламинарное течение, пограничный слой может прерываться при высоких скоростях и в результате переходить в турбулентное течение поверх остальной части аэродинамической поверхности, не обеспечивающей ламинарное течение. Это турбулентное течение может быть представлено как аэродинамическое сопротивление, которое может быть неоптимальным.
РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0003] Ниже описано аэродинамическое тело, обеспечивающее ламинарный поток и удовлетворяющее конструктивным требованиям. Имеющая отверстия панельная обшивка содержит внутреннюю поверхность и наружную поверхность. Наружная поверхность содержит переднюю кромку аэродинамического тела. Внутренней поверхности придает жесткость микрорешеточная конструкция из элементов жесткости, связанная с ней. Микрорешеточная конструкция из элементов жесткости проходит вдоль внутренней поверхности аэродинамического тела ниже по потоку относительно отверстий в панельной обшивке для обеспечения конструктивной опоры для панельной обшивки и в то же время обеспечивает возможность протекания потока воздуха через отверстия к внутренней поверхности аэродинамической конструкции для создания ламинарного потока на наружной поверхности панельной обшивки.
[0004] Согласно одному аспекту настоящего изобретения описано аэродинамическое тело, задающее направление вдоль хорды относительно потока воздуха, протекающего поверх указанного аэродинамического тела. Аэродинамическое тело содержит: наружную панельную обшивку, имеющую внутреннюю поверхность, наружную поверхность и множество отверстий, проходящих от внутренней поверхности к наружной поверхности, причем наружная панельная обшивка проходит вокруг внутренней поверхности аэродинамического тела и образует переднюю кромку аэродинамического тела; и микрорешеточную конструкцию из элементов жесткости. Микрорешеточная конструкция из элементов жесткости содержит множество основных поперечин, каждая из которых имеет по меньшей мере первый конец, соединенный с внутренней поверхностью наружной панельной обшивки, и множество диагональных опорных раскосов, каждый из которых проходит по диагонали между смежными основными поперечинами и соединен с ними. Микрорешеточная конструкция из элементов жесткости проходит вдоль внутренней поверхности наружной панельной обшивки ниже по потоку относительно множества отверстий, при этом множество основных поперечин и множество диагональных опорных раскосов образуют промежутки для потока воздуха, протекающего между ними, для сообщения множества отверстий по текучей среде с внутренней поверхностью аэродинамического тела ниже по потоку относительно микрорешеточной конструкции из элементов жесткости.
[0005] Согласно другому аспекту настоящего изобретения, описан способ создания ламинарного потока из потока воздуха, протекающего поверх наружной части аэродинамического тела. Аэродинамическое тело задает направление вдоль хорды относительно потока воздуха. Способ создания включает в себя: пропуск части потока воздуха через отверстия, выполненные в наружной панельной обшивке аэродинамического тела, причем наружная панельная обшивка проходит вокруг внутренней поверхности аэродинамического тела; направление части потока воздуха от отверстий через микрорешеточную конструкцию из элементов жесткости, которая образует промежутки для потока воздуха, протекающего через нее, и проходит по существу в направлении вдоль хорды от передней кромки аэродинамического тела; и прием потока воздуха на внутреннюю поверхность аэродинамического тела через промежутки для потока воздуха в микрорешеточной конструкции из элементов жесткости.
[0006] Согласно еще одному дополнительному аспекту настоящего изобретения описано аэродинамическое тело, задающее направление вдоль хорды относительно потока воздуха, протекающего поверх указанного аэродинамического тела. Аэродинамическое тело содержит: наружную панельную обшивку, имеющую внутреннюю поверхность, наружную поверхность и множество отверстий, проходящих от внутренней поверхности к наружной поверхности, причем наружная панельная обшивка проходит вокруг внутренней поверхности аэродинамического тела и образует переднюю кромку аэродинамического тела; и микрорешеточную конструкцию из элементов жесткости. Микрорешеточная конструкция из элементов жесткости содержит множество основных поперечин, каждая из которых имеет по меньшей мере первый конец, соединенный с внутренней поверхностью наружной панельной обшивки, и множество диагональных опорных раскосов, каждый из которых проходит по диагонали между смежными основными поперечинами и соединен с ними. Микрорешеточная конструкция из элементов жесткости проходит вдоль внутренней поверхности наружной панельной обшивки ниже по потоку относительно множества отверстий, при этом множество основных поперечин и множество диагональных опорных раскосов образуют промежутки для потока воздуха, протекающего между ними, для сообщения множества отверстий по текучей среде с внутренней поверхностью аэродинамического тела ниже по потоку относительно микрорешеточной конструкции из элементов жесткости. Аэродинамическое тело дополнительно содержит внутреннюю панельную обшивку, расположенную внутри аэродинамического тела рядом с передней кромкой и проходящую назад, причем внутренняя панельная обшивка соединена с соответствующими из множества основных поперечин на вторых концах, которые противоположны первым концам соответствующих из множества основных поперечин. Наружная панельная обшивка и внутренняя панельная обшивка образуют канал для потока воздуха между ними, обеспечивающий сообщение множества отверстий по текучей среде с внутренней поверхностью аэродинамического тела ниже по потоку относительно внутренней панельной обшивки.
[0007] Это раскрытие сущности настоящего изобретения приведено для введения понятий в упрощенной форме, которые дополнительно описаны ниже в подробном описании. Это раскрытие сущности настоящего изобретения не предназначено для идентификации основных особенностей или существенных признаков заявленного предмета настоящего изобретения, а также не предназначено для использования в качестве руководства при определении объема охраны заявленного предмета настоящего изобретения.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[0008] Более полное понимание вариантов реализации настоящего изобретения может быть достигнуто после ознакомления с подробным описанием и пунктами приложенной формулы, рассмотренными в совокупности с сопроводительными чертежами, на которых подобные позиционные номера относятся к подобным элементам на всех чертежах. Сопроводительные чертежи приведены для облегчения понимания настоящего изобретения без ограничения широты, объема охраны, масштаба или применимости настоящего изобретения. Сопроводительные чертежи не обязательно являются масштабированными.
[0009] На ФИГ. 1 показана блок-схема приведенного в качестве примера способа изготовления и эксплуатации летательного аппарата.
[0010] На ФИГ. 2 показана приведенная в качестве примера функциональная схема летательного аппарата.
[0011] На ФИГ. 3 показан разрез вертикального хвостового оперения без обеспечивающей ламинарный поток упрочненной гофрами связанной конструкции для обеспечения гибридной системы ламинаризации обтекания.
[0012] На ФИГ. 4 показан разрез вертикального хвостового оперения с обеспечивающей ламинарный поток упрочненной гофрами связанной конструкции, обеспечивающей гибридную систему ламинаризации обтекания согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0013] На ФИГ. 5 представлен вид летательного аппарата, показывающий различные наружные конструкции, на которых может быть сформирован ламинарный поток.
[0014] На ФИГ. 6 показан вид хвостовой секции летательного аппарата, показанного на ФИГ. 5, показывающий приблизительные области ламинарного потока на вертикальном хвостовом оперении и горизонтальных стабилизаторах.
[0015] На ФИГ. 7 показан вид крыла летательного аппарата, показанного на ФИГ. 5, показывающий приблизительные области ламинарного потока на управляющих поверхностях передней кромки и на гондоле двигателя.
[0016] На ФИГ. 8 показан перспективный вид приведенной в качестве примера усиленной гофрами связанной конструкции согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0017] На ФИГ. 9 представлено увеличенное изображение секции приведенной в качестве примера обеспечивающей ламинарный поток усиленной гофрами связанной конструкции, показанной на ФИГ. 8, показывающее поток воздуха, согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0018] На ФИГ. 10 представлен разрез приведенной в качестве примера обеспечивающей ламинарный поток усиленной гофрами связанной конструкции согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0019] На ФИГ. 11 представлен разрез по линии А-А приведенной в качестве примера обеспечивающей ламинарный поток усиленной гофрами связанной конструкции, показанной на ФИГ. 10, согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0020] На ФИГ. 12 представлен разрез по линии В-В приведенной в качестве примера обеспечивающей ламинарный поток усиленной гофрами связанной конструкции, показанной на ФИГ. 10, согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0021] На ФИГ. 13 представлен разрез по линии С-С приведенной в качестве примера обеспечивающей ламинарный поток усиленной гофрами связанной конструкции, показанной на ФИГ. 10, согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0022] На ФИГ. 14 показан вид сверху приведенного в качестве примера ребра жесткости обеспечивающей ламинарный поток усиленной гофрами конструкции, показывающий адгезив, размещенный на каждом ребре жесткости, согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0023] На ФИГ. 15 показан разрез приведенного в качестве примера элемента жесткости обеспечивающей ламинарный поток усиленной гофрами конструкции, показывающий соединение типа элемент жесткости/элемент жесткости и элемент жесткости/титан согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0024] На ФИГ. 16 показан перспективный вид приведенной в качестве примера обеспечивающей ламинарный поток усиленной гофрами конструкции, показывающий гофрированную соединительную планку передней кромки согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0025] На ФИГ. 17 показан увеличенный вид части приведенной в качестве примера обеспечивающей ламинарный поток усиленной гофрами связанной конструкции, показанной на ФИГ. 16, согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0026] На ФИГ. 18 показан увеличенный вид части приведенной в качестве примера обеспечивающей ламинарный поток усиленной гофрами связанной конструкции, показанной на ФИГ. 16, согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0027] На ФИГ. 19 показана в разрезе часть приведенной в качестве примера обеспечивающей ламинарный поток усиленной гофрами связанной конструкции согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0028] На ФИГ. 20 показаны в разрезе элементы жесткости и соединительная планка приведенной в качестве примера обеспечивающей ламинарный поток усиленной гофрами связанной конструкции согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0029] На ФИГ. 21 показана приведенная в качестве примера блок-схема способа обеспечения ламинарного потока посредством усиленной гофрами связанной конструкции согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0030] На ФИГ. 22 показана приведенная в качестве примера блок-схема способа обеспечения ламинарного потока на аэродинамическом теле согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0031] На ФИГ. 23 показан перспективный вид приведенной в качестве примера обеспечивающей ламинарный поток усиленной микрорешеткой конструкции согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0032] На ФИГ. 24 показан частичный вид с торца усиленной микрорешеткой конструкции, показанной на ФИГ. 23.
[0033] На ФИГ. 25 показан вид сверху части одного варианта реализации микрорешеточной конструкции из элементов жесткости согласно настоящему изобретению для усиленной микрорешеткой конструкции, показанной на ФИГ. 23 и 24.
[0034] На ФИГ. 26 показан вид сверху части альтернативного варианта реализации микрорешеточной конструкции из элементов жесткости согласно настоящему изобретению для усиленной микрорешеткой конструкции, показанной на ФИГ. 23 и 24.
[0035] На ФИГ. 27 показан частичный вид сбоку усиленной микрорешеткой конструкции, показанной на ФИГ. 23, расположенной рядом с передней кромкой конструкции, причем микрорешеточная конструкция из элементов жесткости имеет основные поперечины, приблизительно перпендикулярные внутренней поверхности имеющей отверстия наружной панельной обшивки.
[0036] На ФИГ. 28 показан частичный вид сбоку усиленной микрорешеткой конструкции, показанной на ФИГ. 23, с микрорешеточной конструкцией из элементов жесткости, показанной на ФИГ. 27, и внутренней панельной обшивкой.
[0037] На ФИГ. 29 показан частичный вид сбоку усиленной микрорешеткой конструкции, показанной на ФИГ. 23, расположенной рядом с передней кромкой конструкции, с микрорешеточной конструкцией из элементов жесткости, имеющей основные поперечины, приблизительно параллельные направлению ниже по потоку относительно усиленной микрорешеткой конструкции.
[0038] На ФИГ. 30 показан частичный вид сбоку усиленной микрорешеткой конструкции, показанной на ФИГ. 23, расположенной рядом с передней кромкой конструкции, с микрорешеточной конструкцией из элементов жесткости, показанной на ФИГ. 29, и внутренней панельной обшивкой.
[0039] На ФИГ. 31 показан частичный вид сбоку усиленной микрорешеткой конструкции, показанной на ФИГ. 23, расположенной рядом с передней кромкой конструкции, с микрорешеточной конструкцией из элементов жесткости, имеющей множество слоев и основные поперечины, приблизительно параллельные направлению ниже по потоку относительно усиленной микрорешеткой конструкции.
[0040] На ФИГ. 32 показан частичный вид сбоку усиленной микрорешеткой конструкции, показанной на ФИГ. 23, расположенной рядом с передней кромкой конструкции, с микрорешеточной конструкцией из элементов жесткости, имеющей множество слоев и основные поперечины, приблизительно перпендикулярные направлению ниже по потоку относительно усиленной микрорешеткой конструкции.
[0041] На ФИГ. 33 показана приведенная в качестве примера блок-схема способа обеспечения ламинарного потока посредством усиленной микрорешеткой конструкции согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0042] Следующее подробное описание по своей природе является примером и не предназначено для ограничения настоящего изобретения или способов применения и использования вариантов реализации настоящего изобретения. Описания специализированных устройств, способов и случаев применения приведены только в качестве примеров. Модификации примеров, описанных в настоящей заявке, могут быть очевидными для специалистов, и общие принципы, определенные в настоящей заявке, могут быть использованы в других примерах и случаях применения без отступления от принципа и объема охраны настоящего изобретения. Кроме того, любая выраженная или подразумеваемая теория, представленная в разделах "Уровень техники", "Область техники", "Раскрытие сущности изобретения" или "Осуществление изобретения" настоящего описания, не должна быть истолкована как ограничение. Настоящее изобретение должно иметь объем охраны, совместимый с пунктами приложенной формулы и не ограниченный примерами, описанными и показанными в настоящей заявке.
[0043] Варианты реализации настоящего изобретения могут быть описаны в настоящей заявке в терминах функциональных и/или логических блочных компонентов и различных этапов обработки. Следует понимать, что такие блочные компоненты могут быть реализованы с использованием любого количества аппаратных средств, программного обеспечения и/или микропрограммных компонентов, выполненных с возможностью исполнения указанных функций. Ради краткости, традиционные способы и компоненты, которые относятся к аэродинамике, конструкциям, изготовлению и другим функциональным аспектам систем (и отдельных рабочих компонентов систем), не будут описаны подробно в настоящей заявке. Кроме того, специалистам понятно, что варианты реализации настоящего изобретения могут быть осуществлены на практике в соединении с корпусами различных конструкций и что варианты реализации, описанные в настоящей заявке, являются просто примерами вариантов реализации настоящего изобретения.
[0044] Варианты реализации настоящего изобретения описаны в настоящей заявке в контексте практических неограничивающих случаев применения, а именно, передней кромки аэродинамической поверхности. Однако варианты реализации настоящего изобретения не ограничиваются такими случаями применения передней кромки аэродинамической поверхности, и способы, описанные в настоящей заявке, также могут быть использованы в других случаях применения аэродинамической поверхности. Например, варианты реализации могут быть применимы к хвостовым конструкциям, пилонам двигателя, лопаткам воздушной турбины, гидродинамическим поверхностям, использующим жидкость (например, воду) вместо воздуха, и т.п.
[0045] Как может быть очевидным для специалиста после прочтения настоящего описания, все последующее является примерами и вариантами реализации настоящего изобретения и не ограничивается использованием в соответствии с этими примерами. Могут быть использованы другие варианты реализации, и конструктивные изменения могут быть сделаны без отступления от объема охраны приведенных в качестве примера вариантов реализации настоящего изобретения.
[0046] С конкретной ссылкой на сопроводительные чертежи, варианты реализации настоящего изобретения могут быть описаны в контексте способа 100 изготовления и обслуживания летательного аппарата, как показано на ФИГ. 1, и летательного аппарата 200, как показано на ФИГ. 2. Во время подготовки к серийному производству приведенный в качестве примера способ 100 может включать в себя техническое задание и проектирование летательного аппарата 200 на этапе 104 и материальное обеспечение на этапе 106. Во время серийного производства выполняют изготовление компонентов и сборочных узлов на этапе 108 и системную интеграцию летательных аппаратов 200 на этапе 110. После этого летательный аппарат 200 может быть сертифицирован и доставлен на этапе 112 для ввода в эксплуатацию на этапе 114. Во время эксплуатации заказчиком летательный аппарат 200 подлежит регламентному обслуживанию и ремонту на этапе 116 (который также может включать в себя модификацию, перенастройку, восстановление и т.п.).
[0047] Каждый из этапов способа 100 может быть исполнен или выполнен системным интегратором, третьим лицом и/или оператором (например, заказчиком). В целях ясности настоящего описания системный интегратор может включать в себя помимо прочего, любое количество изготовителей летательного аппарата и основных системных субподрядчиков; третье лицо может включать в себя помимо прочего, любое количество оптовых фирм, субподрядчиков и поставщиков; и оператор может быть помимо прочего, авиакомпанией, лизинговой компанией, военным ведомством, обслуживающей организацией и т.п.
[0048] Как показано на ФИГ. 2, летательный аппарат 200, изготовленный приведенным в качестве примера способом 100, может содержать каркас 218 с множеством систем 220 и внутренней частью 222. Примеры систем 220 высокого уровня включают в себя одно или более из двигательной установки 224, электрической системы 226, гидравлической системы 228 и климатической системы 230. Также может быть использовано любое количество других систем. Несмотря на то, что показан пример из авиастроительной области техники, варианты реализации настоящего изобретения могут быть применены в других отраслях промышленности.
[0049] Устройство и способы, представленные в настоящей заявке, могут быть использованы в любом одном или более этапах способа 100 изготовления и эксплуатации. Например, компоненты или сборочные узлы, соответствующие этапу 108 серийного изготовления, могут быть изготовлены или произведены способом, подобным способу изготовления компонентов или сборочных узлов, для летательного аппарата 200, находящегося в эксплуатации. Кроме того, один или более вариантов реализации устройства, вариантов реализации способа или комбинация вышеперечисленного могут быть использованы во время этапов 108 и 110 серийного производства, например, для существенного ускорения сборки или снижения стоимости летательного аппарата 200. Схожим образом, один или более вариантов реализации устройства, вариантов реализации способа или комбинация вышеперечисленного могут быть использованы во время эксплуатации летательного аппарата 200, например, помимо прочего, на этапе 116 обслуживания и ремонта.
[0050] Варианты реализации настоящего изобретения предусматривают обеспечение и поддержание ламинарного потока поверх наружных поверхностей летательного аппарата с использованием гибридной системы ламинаризации обтекания и, таким образом, уменьшение аэродинамического сопротивления трения обшивки. Гибридная система ламинаризации обтекания может относиться к стратегическому случаю применения всасывания через небольшие отверстия в области передней кромки поверхности, такой как крыло, для удаления неустойчивостей, которые могут вызвать переход потока воздуха вблизи поверхности из ламинарного в турбулентное состояние.
[0051] На ФИГ. 3 показано поперечное сечение 300 вертикального хвостового оперения без гибридной системы ламинаризации обтекания, показывающее турбулентное течение 304 вблизи поверхности 302. Как показано на ФИГ. 3, турбулентное течение 304 вблизи поверхности 302 является полностью турбулентным и, таким образом, создает высокое аэродинамическое сопротивление за счет трения обшивки.
[0052] На ФИГ. 4 показано поперечное сечение 400 (аэродинамической поверхности 400) вертикального хвостового оперения, содержащее усиленную гофрами связанную конструкцию 402 (усиленную гофрами конструкцию 402) для ламинарного потока, формирующую гибридную систему ламинаризации обтекания, согласно одному варианту реализации настоящего изобретения. Всасывающая область 404 усиленной гофрами конструкции 402 создает ламинарный поток 406 вблизи аэродинамической поверхности 408. Всасывающая область 404 является имеющей отверстия для обеспечения возможности протекания воздуха сквозь аэродинамическую поверхность 408 и усилена для поддерживания формы и в то же время обеспечения возможности протекания потока воздуха. Варианты реализации усиленной гофрами конструкции 402 описаны ниже со ссылкой на ФИГ. 8-20.
[0053] Варианты реализации настоящего изобретения обеспечивают создание панельной конструкции, которая создает ламинарный поток поверх по меньшей мере части наружных поверхностей, таких как наружные поверхности летательного аппарата 500 (как показано на ФИГ. 5), и поддерживает ламинарный пограничный слой на наружных аэродинамических поверхностях, как показано а на ФИГ. 5-7.
[0054] На ФИГ. 5 показана иллюстрация летательного аппарата 500, показывающая различные наружные конструкции, такие как помимо прочего, вертикальное хвостовое оперение 504, горизонтальный стабилизатор 506, гондола 508 двигателя, управляющие поверхности 510 передней кромки (т.е. закрылок и интерцепторы), и т.п., которые могут способствовать ламинарному потоку.
[0055] На ФИГ. 6 показана иллюстрация хвостовой секции 600 летательного аппарата 500, показывающая приблизительные области ламинарного потока 602 и 604 на вертикальном хвостовом оперении 504 и горизонтальных стабилизаторах 506 соответственно.
[0056] На ФИГ. 7 показана иллюстрация крыла 502 летательного аппарата 500, показывающая приблизительные области ламинарного потока 702 и 704 на управляющих поверхностях 510 передней кромки и на гондоле 508 двигателя соответственно.
[0057] На ФИГ. 8 показан перспективный вид приведенной в качестве примера связанной конструкции 800 с гофрами для придания жесткости (конструкция 800 с гофрами для придания жесткости) для обеспечения ламинарного потока согласно одному варианту реализации настоящего изобретения. Усиленная гофрами конструкция 800 может быть аэродинамическим телом, содержащим, например, помимо прочего, плоскую панель, криволинейную переднюю кромку и т.п. Усиленная гофрами конструкция 800 содержит имеющую отверстия панельную обшивку 802, один или более гофрированные элементы 804 жесткости, соединительную планку 806, кромочную полосу 808 и один или более концы 810 гофрированных элементов 804 жесткости.
[0058] Имеющая отверстия панельная обшивка 802 обеспечивает пассивное всасывание воздуха 902 (как показано на ФИГ. 9) с наружной поверхности 908 (как показано на ФИГ. 9) к внутренней поверхности 910 (как показано на ФИГ. 9) усиленной гофрами конструкции 800 через множество отверстий 812 для обеспечения формирования ламинарного потока вдоль наружных аэродинамических поверхностей, таких как, помимо прочего, вертикальное хвостовое оперение 504, горизонтальный стабилизатор 506, гондола 508 двигателя, управляющие поверхности 510 передней кромки и т.п. (как показано на ФИГ. 5-7). Имеющая отверстия панельная обшивка 802 может быть выполнена, например, помимо прочего, из армированного углеродным волокном полимера (CFRP)/титана СР2 и т.п. Толщина 1508 (как показано на ФИГ. 15) имеющей отверстия панельной обшивки 802 может составлять, например, помимо прочего, от приблизительно 0,04 дюйма (1,01 мм) до приблизительно 0,063 дюйма (1,6 мм) и т.п.
[0059] Отверстия 812, например, помимо прочего, соответственно разнесены, сформованы, просверлены (например, просверлены лазером) и т.п. для обеспечения возможности пассивного всасывания соответствующего количества воздуха от внешней поверхности 908 к внутренней поверхности 910 с одновременным обеспечением в достаточной степени гладких поверхностей для поддерживания ламинарного потока. Таким образом, имеющая отверстия панельная обшивка 802 соответственно перфорирована для обеспечения возможности протекания воздуху через нее и усилена, как описано более подробно ниже, для поддерживания ее формы с одновременным обеспечением возможности протекания потока воздуха. Количество используемых отверстий 812 может зависеть, например, помимо прочего, от скорости полета, локального числа Маха, прочности конструкции, аэродинамических требований и т.п. Например, помимо прочего, при использовании в дозвуковом полете может быть обеспечено подходящее количество отверстий 812 для падения приповерхностного давления на наружных аэродинамических поверхностях примерно до одного фунта на кв. дюйм (6,9 кПа) для пассивного перемещения воздуха 902 от наружной/внешней поверхности 908 к внутренней поверхности 910. Таким образом, может быть облегчен ламинарный поток вдоль наружных аэродинамических поверхностей.
[0060] Гофрированные элементы 804 жесткости выполнены для придания жесткости панельной /усиленной гофрами конструкции 800. Гофрированные элементы 804 жесткости содержат гофрированные или волнообразные композитные элементы жесткости, которые связаны (как показано на ФИГ. 15) с внутренней поверхностью 910 (как показано на ФИГ. 9) усиленной гофрами конструкции 800. Например, связывание адгезивом гофрированных элементов 804 жесткости с внутренней поверхностью 910 устраняет потребность в традиционных соединительных элементах. Соединительные элементы могут нарушать поток воздуха поверх наружных аэродинамических поверхностей, тем самым уменьшая или устраняя преимущества ламинарного потока. Согласно варианту реализации, показанному на ФИГ. 8, гофрированные элементы 804 жесткости расположены на верхней внутренней поверхности 828 и нижней внутренней поверхности 830 внутренней поверхности 910 конструкции 800 с гофрами для придания жесткости. Согласно варианту реализации, показанному на ФИГ. 8, один или более полые элементы 818, соединенные с каждой из верхней внутренней поверхности 828 и нижней внутренней поверхности 830, придают жесткость передней кромке 308/814. Согласно варианту реализации, показанному на ФИГ. 8, гофрированные элементы 804 жесткости выполнены в двух частях. Верхняя часть 822 и нижняя часть 824 отделены от передней кромки 308/814 для облегчения изготовления гофрированных элементов 804. Таким образом, верхняя часть 822 и нижняя часть 824 гофрированных элементов 804 жесткости не проходят через переднюю кромку 308/814 и соединены друг с другом соединительной планкой 806, как описано ниже.
[0061] Однако согласно еще одному варианту реализации гофрированные элементы 804 жесткости проходят к передней кромке 308/814 (1902 на ФИГ. 19), и, таким образом, соединительная планка 806 не используется. Таким образом, используется подходящий композиционный материал, как описано ниже, для обеспечения возможности изготовления гофрированных элементов 804 жесткости вокруг передней кромки 308/814 в форме одной непрерывной части.
[0062] Согласно одному варианту реализации гофрированные элементы 804 жесткости по существу ориентированы в направлении 306 вдоль хорды (на ФИГ. 3) передней кромки 308/814 относительно потока 310 воздуха по ходу потока, протекающего поверх аэродинамической поверхности 400, и по существу перпендикулярно передней кромке 308/814. Ориентация вдоль хорды гофрированных элементов 804 жесткости является более эффективной в структурном отношении и охватывает пространство между жесткой носовой частью передней кромки 308/814 и вспомогательным лонжероном (не показан). Однако для гофрированных элементов 804 жесткости могут быть использованы различные формы в зависимости, например, помимо прочего, от различных областей давления на наружных аэродинамических поверхностях (как показано на ФИГ. 5-7). Гофрированные элементы 804 жесткости могут быть, например, помимо прочего, шестигранными, V-образными и т.п. Для соответствия требованиям аэродинамической проницаемости с одновременным поддерживанием конструктивной целостности по существу при всех нагрузках и окружающих условиях, связывающие соединения 1502 (как показано на ФИГ. 15) могут быть выполнены с возможностью блокирования по существу минимального количества отверстий 812 на имеющей отверстия панельной обшивке 802. Таким образом, поток воздуха проходит через имеющую отверстия панельную обшивку 802 вокруг гофрированных элементов 804 жесткости пассивным образом к области пониженного давления в обращенных назад отверстиях, как описано ниже более подробно со ссылкой на ФИГ. 9.
[0063] Гофрированные элементы 804 жесткости могут быть выполнены, например, помимо прочего, из титана СР2, однослойного плетеного армированного углеродным волокном полимера 0/+-60 BMS9-223 или подобных материалов. Ориентация плетения может быть выбрана таким образом, что приблизительно 50% углеродных волокон ориентированы по существу в направлении 306 вдоль хорды для конструктивной эффективности. Изготовление такой структуры также может быть облегчено, поскольку волокна с ориентацией под углом 60° могут изгибаться вокруг острых углов лучше, чем волокна с ориентацией под углом 90°. Гофрированные элементы 804 жесткости могут придать передней кромке 308/814 достаточные жесткость при изгибе, гладкость и волнистость для соответствия эксплуатационным требованиям. Кроме того, гофрированные элементы 804 жесткости обеспечивают хорошее соединение с имеющей отверстия панельной обшивкой 802. Хорошее соединение может улучшить известные способы сборки, при которых части могут быть удержаны по существу неподвижно во время сборки соединительными сборочными инструментами вакуумного держателя, и соединение между двумя жесткими конструкциями может быть неоптимизированным из-за достижимых допусков сборочных единиц. Гофрированные элементы 804 жесткости и усиленная гофрами конструкция 800 являются легкими насколько возможно для соответствия общим требованиям эффективности летательного аппарата.
[0064] Как указано выше, согласно одному варианту реализации гофрированные элементы 804 жесткости выполнены в форме одного блока (1902 на ФИГ. 19) непрерывно на внутренней поверхности 910, представляющего собой полные элементы жесткости, которые проходят к передней кромке 308/814 и вокруг нее. Таким образом, гофрированные элементы 804 жесткости по существу являются легкими и могут представлять собой формуемую конструкцию, например, такую как помимо прочего, выполненную из армированного углеродным волокном полимера, в котором используется "разрывное углеродное волокно", разрыво-штапелированное углеродное волокно (Stretch-Broken Carbon Fiber), и т.п. Однако, как указано выше, гофрированные элементы 804 жесткости согласно еще одному варианту реализации могут быть выполнены из двух или более частей. Таким образом, армированное углеродным волокном полимерное плетение, которое не позволяет сформировать изгиб с небольшим "носовым" радиусом, может быть выполнено из двух или более частей, как описано выше. Приведенная в качестве примера геометрическая форма гофрированных элементов 804 жесткости более подробно показана на ФИГ. 11 ниже.
[0065] Соединительная планка 806 соединяет верхнюю часть 822 и нижнюю часть 824 гофрированных элементов 804 жесткости друг с другом. Соединительная планка 806 согласована с гофрированными элементами 804 жесткости в ребрах 1102 (как показано на ФИГ. 11), но тем не менее обеспечивает возможность протекания потока воздуха. Согласно варианту реализации, показанному на ФИГ. 8, соединительная планка 806 не касается имеющей отверстия панельной обшивки 802. Соединительная планка 806 может быть выполнена, например, помимо прочего, из титана СР1 и т.п., и имеет толщину, например, помимо прочего, от примерно 0,03 дюйма (0,76 мм) до примерно 0,06 дюйма (1,52 мм) и т.п. Соединительная планка 806 соединена в области рядом с передней кромкой 814 для придания жесткости и прочности усиленной гофрами конструкции 800. Соединительная планка 806 может иметь, например, помимо прочего, гладкую поверхность, как показано на ФИГ. 8, гофрированную поверхность, такую как гофрированная соединительная планка 1604 передней кромки, как показано на ФИГ. 16, и т.п. Гофрированная соединительная планка 1604 передней кромки обеспечивает непрерывность перехода между верхней частью 822 и нижней частью 824 гофрированных элементов 804 жесткости таким образом, что верхняя часть 822 и нижняя часть 824 сообщаются по воздушной среде.
[0066] Кромочная полоса 808 соединена с имеющей отверстия панельной обшивкой 802 и гофрированными элементами 804 жесткости. Кромочная полоса 808 соединяет усиленную гофрами конструкцию 800 с каркасом (не показан) и действует в качестве нагнетательной камеры для приема воздуха от гофрированных элементов 804 жесткости. Кромочная полоса 808 может быть выполнена, например, помимо прочего, из стекловолокна, арамидного волокна, углеродного волокна, алюминия и т.п.
[0067] Концы 810 (выпускные отверстия 810) гофрированных элементов 804 жесткости обеспечивают возможность выхода воздуха через них. Концы 810 имеют выпускное отверстие в полых элементах 818 для протекания воздуха 902 (как показано на ФИГ. 9) к кромочной полосе 808/нагнетательной камере. Концы 810 могут иметь различную форму, например, помимо прочего, треугольную, круглую, прямоугольную и т.п. Углы 820 концов 810 выбраны таким образом, что предотвращена концентрация напряжения в концах 810.
[0068] Известная сэндвичевая архитектура передней кромки с сотовым заполнителем может не способствовать объединению гибридного ламинарного потока. Известные сэндвичевые панели с сотовым заполнителем также: 1) имеют тенденцию к поглощению и удерживанию влаги; 2) могут быть неоптимальными для осмотра; и 3) могут быть менее оптимальными для ремонта, чем усиленная гофрами конструкция 800.
[0069] На ФИГ. 9 показано увеличенное изображение секции 900 усиленной гофрами конструкции 800, показывающая поток воздуха согласно одному варианту реализации настоящего изобретения. Воздух 902 протекает через имеющую отверстия панельную обшивку 802, вдоль полых элементов 818 гофрированных элементов 804 жесткости и выходит из концов 810 (выпускных отверстий 810) гофрированных элементов 804 жесткости. Таким образом, усиленная гофрами конструкция 800 предусматривает низконапорный пассивный обращенный назад выпуск для обеспечения возможности всасывания достаточного количества воздуха для поддерживания ламинарного пограничного слоя на имеющей отверстия панельной обшивке 802 с одновременным обеспечением жесткой обшивки, такой как имеющая отверстия панельная обшивка 802.
[0070] На ФИГ. 10-13 показаны приведенные в качестве примера геометрические формы усиленной гофрами конструкции 800. Показанные на ФИГ. 10-13 формы могут иметь функции, материал и конструкции, подобные функциям, материалу и конструкциям в вариантах реализации, показанных на ФИГ. 1-12. Таким образом, общие черты, функции и элементы не описаны ниже в целях краткости.
[0071] На ФИГ. 10 показано поперечное сечение 1000 приведенной в качестве примера усиленной гофрами конструкции 800, показывающее гофрированные элементы 804 жесткости, кромочную полосу 808 и концы 810 согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0072] На ФИГ. 11 показан разрез 816 по линии А-А гофрированных элементов 804 жесткости усиленной гофрами конструкции 800, показанной на ФИГ. 10, показывающий волнообразные ребра 1102 гофрированных элементов 804 жесткости согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0073] На ФИГ. 12 показано увеличенное изображение разреза 1002 по линии В-В приведенной в качестве примера усиленной гофрами конструкции 800, показанной на ФИГ. 10, показывающий кромочную полосу 808 и концы 810 согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0074] На ФИГ. 13 показано увеличенное изображение разреза 1004 по линии С-С приведенной в качестве примера усиленной гофрами конструкции 800, показанной на ФИГ. 10, показывающее гофрированные элементы 804 жесткости и переднюю кромку 814 согласно одному варианту реализации настоящего изобретения.
[0075] На ФИГ. 14 показан вид 1400 сверху приведенного в качестве примера ребра 1404 жесткости усиленной гофрами конструкции 800, показывающий адгезив 1402, размещенный в ребре 1404 жесткости, согласно одному варианту реализации настоящего изобретения. Таким образом, каждое ребро 1404 жесткости принимает адгезив 1402 в каждое из связывающих соединений 1502 (усиливающий узел), показанных на ФИГ. 15.
[0076] На ФИГ. 15 показан разрез приведенного в качестве примера элемента жесткости усиленной гофрами конструкции 800, показывающий соединение 1506 типа элемент жесткости/элемент жесткости и соединение типа элемент жесткости/титан в связывающем соединении 1502 согласно одному варианту реализации настоящего изобретения. Как указано выше, связывающие соединения 1502 блокируют по существу минимальное количество отверстий 812 имеющей отверстия панельной обшивки 802 и в то же время обеспечивают возможность протекания поток воздуха через нее и вокруг гофрированных элементов 804 жесткости в направлении к низконапорному пассивному обращенному назад выпуску, как описано выше более подробно со ссылкой на ФИГ. 9. Точное управление шириной 1504 линии соединения обеспечивает по существу точное управление количеством заблокированных отверстий 812 адгезивом 1402. Таким образом, варианты реализации настоящего изобретения обеспечивают повышение жесткости имеющей отверстия панельной обшивки 802 и в то же время поддерживают по существу точную передачу воздуха, необходимого для создания ламинарного потока. Гофрированные элементы 804 жесткости связаны с имеющей отверстия панельной обшивкой 802, например, помимо прочего, пленочным адгезивом с температурой затвердевания 250°F (121°С) в печи. Согласно еще одному варианту реализации, гофрированные элементы 804 жесткости могут быть связаны с имеющей отверстия панельной обшивкой 802 способами, такими как помимо прочего, термосварка или ультразвуковая сварка (т.е. для термопластичных элементов жесткости) и т.п. Связывающее соединение 1502 может быть обследовано инспекционным способом, таким как помимо прочего, ультразвуковое, оптическое, термографическое неразрушающее обследование и т.п. Ширина 1504 линии связывающего соединения 1502 может составлять, например, помимо прочего, от примерно 0,14 дюйма (3,6 мм) до примерно 0,16 дюйма (4,1 мм) и т.п.
[0077] Элементы, показанные на ФИГ. 16-19, могут иметь функции, материал и конструкции, которые подобны функциям, материалу и конструкциям элементов в вариантах реализации, показанных на ФИГ. 1-15. Таким образом, общие признаки, функции и элементы в целях краткости здесь не будут описаны.
[0078] На ФИГ. 16 показан перспективный вид приведенной в качестве примера усиленной гофрами конструкции 1600, показывающий гофрированную соединительную планку 1604 передней кромки согласно одному варианту реализации настоящего изобретения. Усиленная гофрами конструкция 1600 содержит кончик 1602 передней кромки, гофрированную соединительную планку 1604 передней кромки, один или более верхние гофрированные элементы 1606 жесткости, соединенные с внутренней поверхностью 1612, один или более нижние гофрированные элементы 1608 жесткости, соединенные с внутренней поверхностью 1612, и один или более концы 1610.
[0079] Как показано на ФИГ. 16, гофрированная соединительная планка 1604 передней кромки соединяет верхние и нижние гофрированные элементы 1606/1608 жесткости (подобные верхней части 822 и нижней части 824 гофрированных элементов 804 жесткости, показанных на ФИГ. 8) друг с другом. Согласно варианту реализации, показанному на ФИГ. 16, гофрированная соединительная планка 1604 передней кромки выполнена с возможностью отделения от области внутренней поверхности 1612 усиленной гофрами конструкции 1600 рядом с кончиком 1602 передней кромки.
[0080] На ФИГ. 17 показан увеличенный вид 1700 части приведенной в качестве примера усиленной гофрами конструкции 1600, показывающий верхние и нижние гофрированные элементы 1606/1608 жесткости, соединенные друг с другом гофрированной соединительной планкой 1604 передней кромки, связанной в передних концах 1702 верхних и нижних гофрированных элементов 1606/1608 жесткости, согласно варианту реализации настоящего изобретения.
[0081] На ФИГ. 18 показан увеличенный вид части 1800 приведенной в качестве примера усиленной гофрами конструкции 1600 согласно одному варианту реализации настоящего изобретения. Как показано на ФИГ. 18, гофрированная соединительная планка 1604 передней кромки согласована с ребрами 1802 верхних и нижних гофрированных элементов 1606/1608 жесткости и в то же время обеспечивает возможность протекания потока 906 (как показано на ФИГ. 9).
[0082] На ФИГ. 19 показан увеличенный вид части приведенной в качестве примера моноблочной усиленной гофрами конструкции 1900, показывающий гофрированные элементы 1902 жесткости, связанные с внутренней поверхностью 1612 в области 1904 соединения в передней кромке 1906 согласно одному варианту реализации настоящего изобретения. Гофрированные элементы 1902 жесткости являются моноблочными и непрерывно проходят вокруг передней кромки 1906 (1602 на ФИГ. 16). Поскольку гофрированные элементы 1902 жесткости являются моноблочными и непрерывно проходят вокруг передней кромки 308/814, соединительная планка, такая как гофрированная соединительная планка 1604 передней кромки, не используется. Таким образом, отверстия 812 (как показано на ФИГ. 8) могут быть прорезаны/просверлены в гофрированных элементах 1902 жесткости вокруг передней кромки 1906 (например, если не достаточно отверстий в концах 810/1610).
[0083] На ФИГ. 20 показан разрез 2000 гофрированных элементов 2002 жесткости и гофрированной соединительной планки 2004 приведенной в качестве примера усиленной гофрами конструкции 1600 согласно одному варианту реализации настоящего изобретения. Как показано на ФИГ. 20, гофрированная соединительная планка 2004 соединяет гофрированные элементы 2002 жесткости друг с другом. Гофрированная соединительная планка 2004 согласована с внутренней поверхностью 1612 (как показано на ФИГ. 16) и содержит ребра 2008, разнесенные друг от друга на расстояние, например, помимо прочего, от примерно 1,0 дюйма (25,4 мм) до примерно 1,2 дюйма (30,5 мм).
[0084] На ФИГ. 21 показана приведенная в качестве примера блок-схема способа 2100 создания усиленной гофрами конструкции 800/1600 для обеспечения ламинарного потока на передней кромке аэродинамической поверхности согласно одному варианту реализации настоящего изобретения. Различные этапы способа 2100 могут быть выполнены механически, посредством программного обеспечения, аппаратных средств, программно-аппаратного оборудования или любой комбинацией вышеперечисленного. В иллюстративных целях следующее описание способа 2100 может относиться к элементам, описанным выше со ссылкой на ФИГ. 1-20. В практических вариантах реализации этапы способа 2100 могут быть выполнены различными элементами усиленной гофрами конструкции 800, такими как имеющая отверстия панельная обшивка 802, гофрированные элементы 804 жесткости, соединительная планка 806, кромочная полоса 808 и концы 810 гофрированных элементов 804 жесткости. Способ 2100 может иметь функции, материал и конструкции, которые подобны функциям, материалу и конструкциям в вариантах реализации, показанных на ФИГ. 1-20. Таким образом общие признаки, функции и элементы не будут описаны здесь в целях краткости.
[0085] Способ 2100 может быть начат обеспечением имеющей отверстия панельной обшивки, такой как имеющая отверстия панельная обшивка 802, содержащая наружную поверхность 908 и внутреннюю поверхность 910 аэродинамического тела, такого как аэродинамическая поверхность 400 (на этапе 2102).
[0086] Затем способ 2100 может быть продолжен обеспечением гофрированного элемента 804 жесткости, содержащего по меньшей мере один полый элемент 818, соединенный с внутренней поверхностью 910 (на этапе 2104).
[0087] Затем способ 2100 может быть продолжен ориентированием по меньшей мере одного полого элемента 818 по существу в направлении 306 вдоль хорды относительно потока 310 воздуха по ходу потока вдоль аэродинамического тела (на этапе 2106).
[0088] На ФИГ. 22 показана в качестве примера блок-схема способа 2200 обеспечения усиленной гофрами конструкции 800/1600 и обеспечения ламинарного потока на передней кромке аэродинамической поверхности согласно одному варианту реализации настоящего изобретения. Различные этапы способа 2200 могут быть выполнены механически, посредством программного обеспечения, аппаратных средств, программно-аппаратного оборудования или любой комбинацией вышеперечисленного. В иллюстративных целях следующее описание способа 2200 может относиться к элементам, описанным выше со ссылкой на ФИГ. 1-20. В практических вариантах реализации, этапы способа 2200 могут быть выполнены различными элементами усиленной гофрами конструкции 800/1600, такими как имеющая отверстия панельная обшивка 802, гофрированные элементы 804 жесткости, соединительная планка 806, кромочная полоса 808 и концы 810 гофрированных элементов 804 жесткости. Способ 2200 может иметь функции, материал и конструкции, которые подобны функциям, материалу и конструкциям в вариантах реализации, показанных на ФИГ. 1-20. Таким образом общие признаки, функции и элементы не будут описаны здесь в целях краткости.
[0089] Способ 2200 может быть начат приданием жесткости внутренней поверхности 910 имеющей отверстия панельной обшивки 802 усиленной гофрами конструкции 800 (аэродинамического тела) посредством по меньшей мере одного полого элемента 818, соединенного с внутренней поверхностью 910 (на этапе 2202).
[0090] Затем способ 2200 может быть продолжен ориентированием по меньшей мере одного полого элемента 818 по существу в направлении 306 вдоль хорды относительно потока воздуха, такого как поток 310 воздуха по ходу потока вдоль аэродинамического тела (на этапе 2204).
[0091] Затем способ 2200 может быть продолжен всасыванием по меньшей мере одной части потока 310 воздуха по ходу потока через наружную поверхность 908 имеющей отверстия панельной обшивки 802 аэродинамического тела (на этапе 2206).
[0092] Затем способ 2200 может быть продолжен вытягиванием по меньшей мере одной части потока 310 воздуха по ходу потока по меньшей мере через один полый элемент 818 (на этапе 2208).
[0093] Таким образом, различные варианты реализации настоящего изобретения обеспечивают способ придания жесткости обшивке аэродинамического тела и в то же время поддерживания по существу точной передачи воздуха, необходимого для поддерживания ламинарного пограничного слоя поверх аэродинамического тела. Варианты реализации обеспечивают возможность протекания воздуха через конструкцию передней кромки, что обеспечивает ламинарный поток на ее поверхности и в то же время поддерживает необходимую аэродинамическую форму, также необходимую для ламинарного потока. Результатом поддерживания ламинарного потока является более значительное снижение аэродинамического сопротивления по сравнению с традиционным турбулентным потоком, присутствующим на аэродинамических поверхностях большей части современных летательных аппаратов, находящихся в коммерческой эксплуатации. Кроме того, усиленная гофрами конструкция 800 обеспечивает возможность облегченной инспекции поверхностей, незначительно захватывает влагу, является ремонтопригодной благодаря присоединенной гофрированной дублирующей накладке, обеспечивает возможность облегченного осмотра, может быть выполнена из различных материалов и комбинаций материалов и может быть использована для замены сэндвичевой конструкции с сотовым заполнителем в различных случаях применения с неламинарным потоком.
[0094] Аэродинамическим телам можно придать жесткость путем использования конструкций из элементов жесткости помимо гофрированных элементов жесткости, которые могут поддерживать панельную обшивку в имеющей отверстия области и в то же время обеспечивать возможность протекания потока воздуха для уменьшения турбулентности и создания ламинарного потока. На ФИГ. 23 показан перспективный вид приведенной в качестве примера усиленной микрорешеткой конструкции 2300 для ламинарного потока согласно одному варианту реализации настоящего изобретения. Как и в случае с усиленной гофрами конструкцией 800, усиленная микрорешеткой конструкция 2300 может быть аэродинамическим телом, содержащим, например, помимо прочего, плоскую панель, криволинейную переднюю кромку и т.п. Усиленная микрорешеткой конструкция 2300 может иметь конфигурацию, подобную конфигурации усиленной гофрами конструкции 800, может содержать подобную имеющую отверстия наружную панельную обшивку 2302, проходящую вокруг внутренней поверхности аэродинамического тела, и может иметь внутреннюю поверхность 2304 и наружную поверхность 2306, образующую переднюю кромку 2308 аэродинамического тела.
[0095] Наружная панельная обшивка 2302 может обеспечивать пассивное всасывание воздуха с наружной поверхности 2306 в направлении к внутренней поверхности 2304 усиленной микрорешеткой конструкции 2300 через множество отверстий 2310, проходящих от внутренней поверхности 2304 к наружной поверхности 2306, для облегчения создания ламинарного потока поверх наружных аэродинамических тел, таких как помимо прочего, крылья 502, вертикальное хвостовое оперение 504, горизонтальные стабилизаторы 506, гондола 508 двигателя, управляющие поверхности 510 передней кромки и т.п., как показано на ФИГ. 5-7. Наружная панельная обшивка 2302 может быть выполнена, например, помимо прочего, из армированного углеродным волокном пластика (CFRP), титана СР2 и т.п. Толщина наружной панельной обшивки 2302 может составлять, например, помимо прочего, от примерно 0,04 дюйма (1 мм) до примерно 0,063 дюйма (1,6 мм) в случае необходимости для достижения необходимых характеристик аэродинамического тела. Отверстия 2310 в наружной панельной обшивке 2302 могут быть разнесены соответствующим образом, могут иметь соответствующую форму, выполнены и т.п. в наружной панельной обшивке 2302 для облегчения создания ламинарного потока подобным образом, как описано выше в отношении отверстий 812 имеющей отверстия панельной обшивки 802.
[0096] Микрорешеточная конструкция 2312 из элементов жесткости может быть выполнена в соответствии с формой наружной панельной обшивки 2302 для придания жесткости усиленной микрорешеткой конструкции 2300. Микрорешеточная конструкция 2312 из элементов жесткости может проходить в направлении 306 вдоль хорды от передней кромки 2308 вдоль внутренней поверхности 2304 наружной панельной обшивки 2302 и завершаться в области ниже по потоку относительно отверстий 2310, проходящих сквозь наружную панельную обшивку 2302. Микрорешеточная конструкция 2312 из элементов жесткости может быть выполнена из множества основных поперечин 2314, взаимно соединенных соответствующими диагональными опорными раскосами 2316 и боковыми опорными раскосами 2318 для формирования решетчатой или ферменной конструкции. Основные поперечины 2314 могут иметь первые концы 2314а (вид сбоку на ФИГ. 24), соединенные с внутренней поверхностью 2304 наружной панельной обшивки 2302, и вторые концы 2314b, с которым боковые опорные раскосы 2318 могут быть соединены между основными поперечинами 2314 согласно варианту реализации, показанному на ФИГ. 24. Первые концы 2314а основных поперечин 2314 могут быть соединены с внутренней поверхностью 2304 наружной панельной обшивки 2302 соответствующими способами соединения, такими как помимо прочего, термосварка или ультразвуковая сварка (т.е. для термопластичных элементов жесткости), адгезивами и т.п. В зависимости от способа изготовления, после совместного формирования основных поперечин 2314 и диагональных опорных раскосов 2316 могут быть добавлены боковые опорные раскосы 2318 способом, таким как фотополимерный процесс построения, как описано ниже, или они могут быть выполнены вместе с основными поперечинами 2314 и диагональными опорными раскосами 2316 как унифицированные компоненты микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости, выполненной другими способами, такими как объемная (3D) печать. Согласно еще одним вариантам реализации, боковые опорные раскосы 2318 могут быть исключены в случае, если основные поперечины 2314 и диагональные опорные раскосы 2316 оказывают достаточную поддержку для наружной панельной обшивки 2302.
[0097] Как описано ниже, каждый диагональный опорный раскос 2316 может проходить между первым концом 2314а одной из основных поперечин 2314 и вторым концом 2314b соседней из основных поперечин 2314. Первые концы 2314а основных поперечин 2314 могут быть соединены с внутренней поверхностью 2304 адгезивом или другим соответствующим связывающим компаундом или способом крепления микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости на месте. Каждая пара смежных основных поперечин 2314 может иметь пару диагональных опорных раскосов 2316, проходящих между ними, так что первый конец 2314а каждой смежной основной поперечины 2314 соединен с вторым концом 2314b другой смежной основной поперечины 2314. Диагональные опорные раскосы 2316, соединенные со смежными основными поперечинами 2314, могут пересекаться в узле 2320 для предотвращения относительного перемещения между диагональными опорными раскосами 2316 и создания устойчивости в микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости вместе с боковыми опорными раскосами 2318. Специалистам понятно, что конфигурация основных поперечин 2314, диагональных опорных раскосов 2316 и боковых опорных раскосов 2318 приведена в качестве примера. Микрорешеточные конструкции 2312 из элементов жесткости могут быть подобраны на основании указанного количества основных поперечин 2314, размеров основных поперечин 2314 и опорных раскосов 2316, 2318, направлений компонентов микрорешеточных конструкций 2312 из элементов жесткости и т.п. для оказания необходимой поддержки для наружной панельной обшивки 2302 и облегчения протекания потока через усиленные микрорешеткой конструкции 2300, и такие модификации микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости охвачены настоящим изобретением.
[0098] На ФИГ. 24 показана микрорешеточная конструкция 2312 из элементов жесткости, выполненная с одиночным слоем диагональных опорных раскосов 2316, взаимно связывающих основные поперечины 2314 и имеющих боковые опорные раскосы 2318, обеспечивающие противоположную поддержку внутренней поверхности 2304 наружной панельной обшивки 2302. Согласно еще одним вариантам реализации, описанным ниже, микрорешеточная конструкция 2312 из элементов жесткости может быть обеспечена множеством слоев диагональных опорных раскосов 2316 при необходимости для создания необходимой конструктивной опоры для наружной панельной обшивки 2302. Согласно таким вариантам реализации основные поперечины 2314 могут проходить дополнительно во внутреннюю часть аэродинамического тела, и дополнительные слои диагональных опорных раскосов 2316 могут быть добавлены между слоем наиболее близким к внутренней поверхности 2304 наружной панельной обшивки 2302 и первыми концами 2314а основных поперечин 2314 и вторыми концами 2314b основных поперечин 2314. Боковые опорные раскосы 2318 могут быть установлены между слоями диагональных опорных раскосов 2316 в случае необходимости для обеспечения конструктивной опоры, или они могут быть установлены только во вторых концах 2314b основных поперечин 2314, или не быть установлены совсем в случае отсутствия необходимости в структурной целостности микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости. Из чертежей понятно, что такое расположение основных поперечин 2314, диагональных опорных раскосов 2316 и боковых опорных раскосов 2318 в микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости обеспечивает образование промежутков 2322 для протекания воздуха между ними, чтобы обеспечить для отверстий 2310 в наружной панельной обшивке 2302 сообщение по текучей среде с внутренней поверхностью аэродинамического тела ниже по потоку относительно микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости.
[0099] Микрорешеточная конструкция 2312 из элементов жесткости может быть изготовлена с использованием любых подходящих известных способов формирования открытоячеистых микрорешеточных конструкций, таких как показанные и описанные в настоящей заявке. Например, микрорешеточная конструкция может быть выполнена с использованием фотополимерного процесса построения, согласно которому лучи ультрафиолетового света проходят через резервуар с жидкой смолой для отверждения смолы вдоль световых лучей и формирования из смолы основных поперечин 2314, диагональных опорных раскосов 2316 и согласно конкретным вариантам реализации боковых опорных раскосов 2318 микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости. Композиционный материал, формирующий микрорешеточную конструкцию, может быть использован в случае, если он обеспечивает достаточную конструктивную опору для наружной панельной обшивки 2302. Согласно еще одним вариантам реализации, конструкция композиционного материала может быть покрыта металлом, таким как никелевый сплав, для преобразования указанной конструкции в металлическую микрорешеточную конструкцию. Композиционный материал может быть удержан внутри металлического покрытия, или согласно еще одним вариантам реализации, композиционный материал может быть растворен или удален изнутри металлического покрытия соответствующим способом для получения в результате полой металлической микрорешеточной конструкции, имеющей достаточную прочность для поддерживания наружной панельной обшивки 2302. Подобные результаты могут быть достигнуты в результате фотополимерного процесса построения, и с использованием литья по выплавляемым восковым моделям или промышленного литья для формирования полой металлической микрорешеточной конструкции, как описано выше. В качестве дополнительного альтернативного способа может быть использована объемная печать для изготовления металлической или полимерной открытоячеистой конструкции, формирующей микрорешеточную конструкцию 2302 из элементов жесткости. Использование объемной печати обеспечивает возможность изменения ориентации, размеров и форм повторяемых конструкций, используемых в выполнении микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости. Эти способы изготовления приведены только в качестве примера, и альтернативные способы изготовления станут очевидными для специалистов и будут рассмотрены изобретателями в качестве способов, используемых для формирования микрорешеточных конструкций 2312 из элементов жесткости согласно настоящему изобретению.
[00100] На ФИГ. 25 и 26 показаны виды сверху альтернативных конфигураций микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости с изменяющимися взаимосвязями основных поперечин 2314 и диагональных опорных раскосов 2316. Как показано на ФИГ. 25, основные поперечины 2314 могут быть расположены на внутренней поверхности 2304 наружной панельной обшивки 2302 в рядах вдоль линий 2330 сопряжения (land lines), которые по существу параллельны направлению 306 вдоль хорды аэродинамического тела. Используемый в настоящей заявке компонент может быть по существу параллельным или по существу перпендикулярным другому компоненту или определенному направлению, если ориентация указанного компонента лежит в пределах угла 5° от указанной ориентации. Линии 2330 сопряжения могут совпадать с участками, в которых гофрированные элементы 804 жесткости соединены с внутренней поверхностью 910 имеющей отверстия панельной обшивки 802, как показано на ФИГ. 8 и 9. Согласно еще одним вариантам реализации, линии 2330 сопряжения и соответственно основные поперечины 2314 могут быть разнесены в случае необходимости для поддерживания наружной панельной обшивки 2302 посредством микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости.
[00101] Согласно варианту реализации, показанному на ФИГ. 25, основные поперечины 2314 расположены в форме плоской матрицы на внутренней поверхности 2304 наружной панельной обшивки 2302. Каждая группа из четырех смежных основных поперечин 2314 может образовывать четырехугольник 2332 с основными поперечинами 2314, расположенными в углах. Четырехугольник 2332 показан как аппроксимация квадрата, но фактическая форма может быть любым соответствующим четырехугольником, таким как прямоугольник, ромб, косоугольник, ромбоид, дельтоид, трапецоид или тому подобная фигура, которая при необходимости может быть использована для достижения требуемых конструктивных свойств микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости. Два диагональных опорных раскоса 2316 могут проходить между основными поперечинами 2314 в противоположных углах четырехугольника 2332 и пересекаться в узле 2320, как описано выше. При такой конфигурации каждый узел 2320 может объединять четыре пересекающихся диагональных опорных раскоса 2316, которые проходят через четырехугольник 2332.
[00102] На ФИГ. 26 показана еще одна конфигурация микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости, в которой диагональные опорные раскосы 2316 соединяют основные поперечины 2314 иным способом для достижения необходимых конструктивных свойств микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости. Основные поперечины 2314 могут быть расположены подобным образом, как описано выше, в форме плоской матрицы вдоль линий 2330 сопряжения, причем каждая группа из четырех смежных основных поперечин 2314 формирует четырехугольник 2332. Согласно данному варианту реализации два диагональных опорных раскоса 2316 могут проходить между основными поперечинами 2314 в смежных углах четырехугольника 2332 и пересекаться в узле 2320, расположенном вдоль стороны четырехугольника 2332. При такой конфигурации каждый узел 2320 объединяет два пересекающихся диагональных опорных раскоса 2316, проходящих вдоль стороны четырехугольника 2332. Специалистам понятно, что в микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости могут быть использованы дополнительные конфигурации, комбинации показанных на чертеже конфигураций и взаимосвязи основных поперечин 2314 с диагональными опорными раскосами 2316. Например, основные поперечины 2314 могут быть соединены диагональными опорными раскосами 2316 для формирования объемной изогриды тетраэдров или треугольных пирамид, которые могут быть выполнены путем регулирования ориентации матрицы источника света в фотополимерном процессе построения или соответствующим конфигурированием объемного принтера. Такие конфигурации должны быть рассмотрены как используемые в микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости согласно настоящему изобретению. В целях последующего обсуждения могут быть использованы конфигурации, показанные на ФИГ. 25 и 26, а также альтернативные конфигурации.
[00103] Конфигурация основных поперечин 2314 и диагональных опорных раскосов 2316 может быть изменена другими способами для достижения необходимых характеристик микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости. На ФИГ. 27 показан увеличенный частичный вид сбоку усиленной микрорешеткой конструкции 2300, показанной на ФИГ. 23, показывающий наружную панельную обшивку 2302 и микрорешеточную конструкцию 2312 из элементов жесткости, расположенную рядом с передней кромкой 2308. В показанном на чертеже варианте реализации, каждая из основных поперечин 2314 может быть ориентирована по существу перпендикулярно соответствующей части внутренней поверхности 2304 наружной панельной обшивки 2302, с которой соединена основная поперечина 2314. Первые концы 2314а основных поперечин 2314 могут быть разнесены приблизительно на равные расстояния вдоль соответствующих линий 2330 сопряжения. Расстояние между вторыми концами 2314b смежных основных поперечин 2314 может быть меньше, чем расстояние между соответствующими первыми концами 2314а, если внутренняя поверхность 2304 наружной панельной обшивки 2302 искривлена и не является плоской. Расстояние между смежными вторыми концами 2314b может быть минимальным для основных поперечин 2314, расположенных рядом с передней кромкой 2308, и может увеличиваться при прохождении микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости дальше от передней кромки 2308. Длины боковых опорных раскосов 2318 могут изменяться соответствующим образом.
[00104] В зависимости от ориентации аэродинамического тела и его передней кромки 2308 относительно потока 310 воздуха по ходу потока и направления 306 вдоль хорды, основные поперечины 314 не обязательно должны быть перпендикулярными внутренней поверхности 2304 в трех измерениях. Например, крылья 502, вертикальное хвостовое оперение 504 и горизонтальные стабилизаторы 506, показанные на ФИГ. 5-7, наклонены назад от корпуса летательного аппарата 500, так что их передние кромки не перпендикулярны потоку 310 воздуха по ходу потока и направлению 306 вдоль хорды. Для ссылки на ФИГ. 7 и 27 добавлена трехмерная система координат, у которой ось X параллельна направлению 306 вдоль хорды и потоку 310 воздуха по ходу потока, ось Y проходит от корпуса летательного аппарата 500 в направлении соответствующего аэродинамического тела 502, 504, 506 и перпендикулярна оси X, и ось Z перпендикулярна осям X и Y. Как показано на ФИГ. 7, передняя кромка крыла 502 не перпендикулярна направлению 306 вдоль хорды (оси X) при наблюдении в плоскости X-Y, как показано на чертеже.
[00105] Внутри аэродинамических тел 502, 504, 506 линии 2330 сопряжения, описанные выше, могут быть параллельными направлению вдоль хорды 306 и потоку 310 воздуха по ходу потока, но могут быть не перпендикулярны передней кромке 2308 в плоскости X-Y по той же самой причине. Поскольку линии 2330 сопряжения следуют за искривлением внутренней поверхности 2304 наружной панельной обшивки 2302, каждая линия 2330 сопряжения образует плоскость X-Z, параллельную направлению 306 вдоль хорды, как показано на ФИГ. 27. На ФИГ. 27 может быть показан вид наружной панельной обшивки 2302 и микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости, которые выглядят ориентированными перпендикулярно плоскостям X-Y, образованным линиями 2330 сопряжения, и ориентированными под острым углом относительно передней кромки 2308 в плоскости X-Y. Основные поперечины 2314 могут лежать в плоскости X-Z, образованной соответствующей линией 2330 сопряжения, и, таким образом, могут быть не перпендикулярными передней кромке 2308 и соответствующей части внутренней поверхности 2304 в плоскости X-Y. В то же время, основные поперечины 2314 могут быть перпендикулярными внутренней поверхности 2304 в плоскости X-Z, образованной соответствующей линией 2330 сопряжения, как показано на ФИГ. 27.
[00106] На ФИГ. 28 показан вариант реализации, согласно которому боковые опорные раскосы 2318 заменены внутренней панельной обшивкой 2350. Внутренняя панельная обшивка 2350 может быть расположена внутри аэродинамического тела рядом с передней кромкой 2308 и может проходить назад. Внутренняя панельная обшивка 2350 соответствует форме микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости, но тем не менее обеспечивает возможность протекания потока воздуха. Внутренняя панельная обшивка 2350 может быть соединена с соответствующими основными поперечинами 2314 в их вторых концах 2314b. Наружная панельная обшивка 2302 и внутренняя панельная обшивка 2350 могут образовывать канал 2352 для потока воздуха между ними, который обеспечивает возможность сообщения отверстий 2310 по текучей среде с внутренней поверхностью аэродинамического тела ниже по потоку относительно внутренней панельной обшивки 2350. Подобно гофрированным элементам 804 жесткости, описанным выше, канал 2352 для потока воздуха может функционировать в качестве низконапорного пассивного обращенного назад выпуска, обеспечивающего всасывание достаточного количество воздуха для поддерживания ламинарного пограничного слоя на наружной панельной обшивке 2302. Внутренняя панельная обшивка 2350 может проходить назад для части микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости. Согласно некоторым вариантам реализации, внутренняя панельная обшивка 2350 может проходить ниже по потоку относительно отверстий 2310 в наружной панельной обшивке 2302 и может проходить к концам микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости и может быть соединена с вторыми концами 2314b каждой из основных поперечин 2314 микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости. Внутренняя панельная обшивка 2350 может быть выполнена из того же самого или иного материала с небольшим весом в отличие от материала наружной панельной обшивки 2302. Например, помимо прочего, внутренняя панельная обшивка 2350 может быть изготовлена из армированного углеродным волокном полимера, титана СР1 или СР2 и т.п. Внутренняя панельная обшивка 2350 соединена с микрорешеточной конструкцией 2312 из элементов жесткости по меньшей мере в области рядом с передней кромкой 2308 для придания дополнительной жесткости и прочности усиленной микрорешеткой конструкции 2300. Согласно еще одним вариантам реализации, внутренняя панельная обшивка 2350 может иметь отверстия для протекания потока воздуха (не показаны), обеспечивающие возможность сквозного потока воздуха в микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости к области повышенного давления без обязательного прохождения через канал 2352 для потока воздуха. Отверстия для потока воздуха могут быть микроотверстиями, выполненными сквозь внутреннюю панельную обшивку 2350, увеличенными отверстиями, прорезями или любыми другими соответствующими отверстиями, обеспечивающими необходимый поток сквозь внутреннюю панельную обшивку 2350 без нарушения целостности опорной поперечины микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости, обеспеченной внутренней панельной обшивкой 2350.
[00107] Как показано на ФИГ. 29, согласно еще одному альтернативному варианту реализации микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости, множество основных поперечин 2314 могут быть ориентированы по существу параллельно друг другу и по существу параллельно направлению 306 вдоль хорды аэродинамического тела. Эта конфигурация микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости может быть более простой для конструирования и изготовления, чем конфигурация с изменением ориентаций основных поперечин 2314 для достижения их перпендикулярности внутренней поверхности 2304, как в вариантах реализации, показанных на ФИГ. 27 и 28. Согласно варианту реализации, показанному на ФИГ. 29, микрорешеточная конструкция 2312 из элементов жесткости дополнительно армирована боковыми опорными раскосами 2318, соединенными с вторыми концами 2314b основных поперечин 2314, как описано выше. Согласно варианту реализации, показанному на ФИГ. 30, боковые опорные раскосы 2318 заменены внутренней панельной обшивкой 2350, которая объединяется с наружной панельной обшивкой 2302 для образования канала 2352 для потока воздуха, направляющего воздух от отверстий 2310 к внутренней поверхности аэродинамического тела.
[00108] На ФИГ. 31 показана модификация вариантов реализации, показанных на ФИГ. 29 и 30, на котором по существу параллельные основные поперечины 2314 проходят дальше в направлении 306 вдоль хорды в аэродинамическое тело. Для поддерживания дополнительной длины основных поперечин 2314 микрорешеточная конструкция 2312 из элементов жесткости может содержать множество слоев диагональных опорных раскосов 2316, взаимосвязанных с основными поперечинами 2314, а основные поперечины 2314 проходят ниже по потоку от передней кромки 2308 аэродинамического тела. Вторые концы 2314b основных поперечин 2314 могут проходить за пределы отверстий 2310, выполненных в наружной панельной обшивке 2302, так что микрорешеточная конструкция 2312 из элементов жесткости полностью поддерживает имеющую отверстия часть наружной панельной обшивки 2302.
[00109] На ФИГ. 32 показан еще один альтернативный вариант реализации микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости, согласно которому множество основных поперечин 2314 ориентированы по существу перпендикулярно направлению 306 вдоль хорды аэродинамического тела. При такой ориентации первые концы 2314а и вторые концы 2314b основных поперечин 2314 могут быть соединены с внутренней поверхностью 2304 наружной панельной обшивки 2302. Как показано на чертеже, основные поперечины 2314, расположенные рядом с передней кромкой 2308, являются относительно короткими, и длины основных поперечин 2314 увеличиваются, а микрорешеточная конструкция 2312 из элементов жесткости проходит ниже по потоку от передней кромки 2308. Множество слоев диагональных опорных раскосов 2316 в случае необходимости могут быть установлены между смежными основными поперечинами 2314, поскольку длины основных поперечин изменяются, для обеспечения необходимой поддержки наружной панельной обшивки 2302 в области отверстий.
[00110] На ФИГ. 33 показана приведенная в качестве примера блок-схема способа 2400 создания усиленной микрорешеткой конструкции 2300 и образования ламинарного потока на передней кромке 2308 аэродинамического тела согласно одному варианту реализации настоящего изобретения, показанному на ФИГ. 23-32. Различные этапы способа 2400 могут быть выполнены механическими средствами, программным обеспечением, аппаратными средствами, программно-аппаратным оборудованием или любой комбинацией вышеперечисленного. В иллюстративных целях следующее описание способа 2400 может относиться к элементам, описанным выше со ссылкой на ФИГ. 2-7 и 23-32. В практических вариантах реализации этапы способа 2400 могут быть выполнены различными элементами усиленной микрорешеткой конструкции 2300, такими как наружная панельная обшивка 2302, микрорешеточная конструкция 2312 из элементов жесткости и внутренняя панельная обшивка 2350. Способ 2400 может выполнять функции, содержать материал и конструкции, которые подобны функциям, материалу и конструкциям из вариантов реализации, показанных на ФИГ. 23-32. Таким образом, общие признаки, функции и элементы не будут описаны здесь в целях краткости.
[00111] Способ 2400 может начинаться с этапа 2402, на котором пропускают часть потока 310 воздуха по ходу потока через отверстия 2310, выполненные в наружной панельной обшивке 2302 аэродинамического тела, причем наружная панельная обшивка 2302 проходит по меньшей мере частично вокруг внутренней поверхности аэродинамического тела. Способ 2400 может продолжаться на этапе 2404, на котором направляют часть потока 310 воздуха по ходу потока из отверстий 2310 через микрорешеточную конструкцию 2312 из элементов жесткости, образующую промежутки 2322 для протекания воздуха в ней и проходящую по существу в направлении 306 вдоль хорды от передней кромки 2308 аэродинамического тела. Затем способ 2400 может продолжаться на этапе 2406, на котором принимают поток 310 воздуха по ходу потока на внутреннюю поверхность аэродинамического тела через промежутки 2322 для потока воздуха в микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости.
[00112] Различные варианты реализации настоящего изобретения обеспечивают конструкцию и способ придания жесткости наружной панельной обшивке 2302 аэродинамического тела с одновременной передачей по существу точного количества воздуха, необходимого для поддерживания ламинарного пограничного слоя поверх аэродинамического тела. Данные варианты реализации обеспечивают возможность протекания потока воздуха через конструкцию передней кромки, в результате чего обеспечен ламинарный поток на ее поверхности с одновременным поддерживанием требуемой аэродинамической формы, также необходимой для ламинарного потока. Поддерживание ламинарного потока позволяет снизить аэродинамическое сопротивление по сравнению с традиционным турбулентным течением, присутствующим на аэродинамических поверхностях большей части коммерчески эксплуатируемых современных летательных аппаратов. Кроме того, усиленная микрорешеткой конструкция 2300 может блокировать уменьшенное количество отверстий 2310 в наружной панельной обшивке 2302, чем гофрированные элементы 804 жесткости согласно еще одним вариантам реализации, поскольку для соединения первых концов 2314а основных поперечин 2314 с внутренней поверхностью 2304 требуется уменьшенная площадь поверхности, чем для соединения линий гофрированных элементов 804 жесткости. Кроме того, протекание воздуха через промежутки 2322 для потока воздуха в микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости может обеспечить уменьшение количества отверстий 2310 в наружной панельной обшивке 2302 наряду с соответствующим снижением стоимости аэродинамического тела. Кроме того, способы изготовления микрорешеточной конструкции 2312 из элементов жесткости могут обеспечить возможность приспособления формы конструкции 2312 таким образом, что первые концы 2314а основных поперечин 2314 не будут закрывать отверстия 2310 с одновременным обеспечением того, что ни одна из отверстий 2310 не блокируется микрорешеточной конструкцией 2312 из элементов жесткости.
[00113] Несмотря на то, что в качестве примера по меньшей мере один вариант реализации представлен в приведенном выше подробном описании, следует понимать, что существует большое количество вариантов. Также следует понимать, что представленные в качестве примера вариант реализации или варианты реализации, описанные в настоящей заявке, не предназначены для ограничения объема охраны, применимости или конфигурации предмета настоящего изобретения в любом случае. Скорее, предшествующее подробное описание предоставляет специалистам удобный план действий для осуществления описанного варианта реализации или вариантов реализации. Разумеется, различные изменения могут быть сделаны в функциях и расположении элементов без отступления от объема охраны, определенного пунктами приложенной формулы, который охватывает как известные эквиваленты, так и предполагаемые эквиваленты во время подачи настоящей патентной заявки.
[00114] Представленное выше описание относится к элементам, узлам или признакам, "соединенным" или "связанным" вместе. Используемый в настоящей заявке, если явно не указано иное, термин "соединенный" означает, что один элемент/узел/признак непосредственно соединен (или непосредственно связан) с другим элементом/узлом/признаком, причем не обязательно механическим способом. Аналогично, если явно не указано иное, термин "связанный" означает, что один элемент/узел/признак непосредственно или опосредованно соединен (или непосредственно или опосредованно сообщается) с другим элементом/узлом/признаком, причем не обязательно механическим способом. Таким образом, несмотря на то, что на ФИГ. 8-20 показаны приведенные в качестве примера расположения элементов, в вариантах реализации настоящего изобретения могут присутствовать дополнительные промежуточные элементы, устройства, признаки или компоненты.
[00115] Согласно одному аспекту настоящего изобретения, обеспечено аэродинамическое тело, задающее направление вдоль хорды относительно потока воздуха, протекающего поверх аэродинамического тела, содержащее: наружную панельную обшивку, имеющую внутреннюю поверхность, наружную поверхность и множество отверстий, проходящих от внутренней поверхности к наружной поверхности, причем наружная панельная обшивка проходит вокруг внутренней поверхности аэродинамического тела и образует переднюю кромку аэродинамического тела; и микрорешеточную конструкцию из элементов жесткости, содержащую множество основных поперечин, каждая из которых имеет по меньшей мере первый конец, соединенный с внутренней поверхностью наружной панельной обшивки, и множество диагональных опорных раскосов, каждый из которых проходит по диагонали между смежными основными поперечинами и соединен с ними; причем микрорешеточная конструкция из элементов жесткости проходит вдоль внутренней поверхности наружной панельной обшивки ниже по потоку относительно множества отверстий, и множество основных поперечин и множество диагональных опорных раскосов образуют промежутки для потока воздуха между ними для сообщения множества отверстий по текучей среде с внутренней поверхностью аэродинамического тела ниже по потоку относительно микрорешеточной конструкции из элементов жесткости.
[00116] Описано аэродинамическое тело, в котором множество основных поперечин расположены на внутренней поверхности наружной панельной обшивки в рядах вдоль линий сопряжения, которые по существу параллельны направлению вдоль хорды.
[00117] Описано аэродинамическое тело, в котором множество основных поперечин расположены в форме плоской матрицы на внутренней поверхности наружной панельной обшивки, причем каждая группа из четырех из множества основных поперечин образует углы четырехугольника, и два из множества диагональных опорных раскосов проходят между основными поперечинами в противоположных углах указанного четырехугольника, при этом два из множества диагональных опорных раскосов пересекаются в узле внутри четырехугольника.
[00118] Описано аэродинамическое тело, в котором множество основных поперечин расположены в форме плоской матрицы на внутренней поверхности наружной панельной обшивки, причем каждая группа из четырех из множества основных поперечин образует углы четырехугольника, и два из множества диагональных опорных раскосов проходят между основными поперечинами в смежных углах четырехугольника, при этом два из множества диагональных опорных раскосов, пересекаются в узлах вдоль сторон четырехугольника.
[00119] Дополнительно описано аэродинамическое тело, содержащее боковые опорные раскосы, соединенные со смежными основными поперечинами из множества основных поперечин во вторых концах, которые противоположны первым концам множества основных поперечин, соединенным с внутренней поверхностью наружной панельной обшивки.
[00120] Дополнительно описано аэродинамическое тело, содержащее внутреннюю панельную обшивку, расположенную внутри аэродинамического тела рядом с передней кромкой и проходящую назад, причем внутренняя панельная обшивка соединена с соответствующими из множества основных поперечин во вторых концах, которые противоположны первым концам соответствующих из множества основных поперечин, при этом наружная панельная обшивка и внутренняя панельная обшивка образуют канал для потока воздуха между ними, обеспечивающий сообщение множества отверстий по текучей среде с внутренней поверхностью аэродинамического тела ниже по потоку относительно внутренней панельной обшивки.
[00121] Описано аэродинамическое тело, в котором каждая из множества основных поперечин по существу перпендикулярна соответствующей части внутренней поверхности наружной панельной обшивки, с которой соединена указанная основная поперечина.
[00122] Описано аэродинамическое тело, в котором множество основных поперечин по существу параллельны направлению вдоль хорды аэродинамического тела.
[00123] Дополнительно описано аэродинамическое тело, содержащее множество слоев диагональных опорных раскосов, соединенных с множеством основных поперечин, когда множество основных поперечин проходит ниже по потоку от передней кромки аэродинамического тела.
[00124] Описано аэродинамическое тело, в котором множество основных поперечин по существу перпендикулярны направлению вдоль хорды, и вторые концы множества основных поперечин соединены с внутренней поверхностью наружной панельной обшивки.
[00125] Согласно еще одному аспекту настоящего изобретения, предложен способ создания ламинарного потока из потока воздуха, протекающего поверх наружной части аэродинамического тела, причем аэродинамическое тело задает направление вдоль хорды относительно потока воздуха, при этом способ создания включает в себя: пропуск части потока воздуха через отверстия, выполненные в наружной панельной обшивке аэродинамического тела, причем наружная панельная обшивка проходит вокруг внутренней поверхности аэродинамического тела; направление части потока воздуха от отверстий через микрорешеточную конструкцию из элементов жесткости, которая образует промежутки для потока воздуха, протекающего через нее, и проходит по существу в направлении вдоль хорды от передней кромки аэродинамического тела; и прием потока воздуха на внутреннюю поверхность аэродинамического тела через промежутки для потока воздуха в микрорешеточной конструкции из элементов жесткости.
[00126] Дополнительно описан способ создания, включающий в себя усиление аэродинамического тела путем соединения микрорешеточной конструкции из элементов жесткости с внутренней поверхностью наружной панельной обшивки.
[00127] Описан способ создания, согласно которому микрорешеточная конструкция из элементов жесткости образована множеством основных поперечин и множеством диагональных опорных раскосов, соединенных с множеством основных поперечин, причем множество основных поперечин имеют первые концы, соединенные с внутренней поверхностью наружной панельной обшивки.
[00128] Дополнительно описан способ создания, включающий в себя пропуск потока воздуха через микрорешеточную конструкцию из элементов жесткости к нагнетательной камере.
[00129] Согласно еще одному аспекту настоящего изобретения предложено аэродинамическое тело, задающее направление вдоль хорды относительно потока воздуха, протекающего поверх указанного аэродинамического тела, содержащее: наружную панельную обшивку, имеющую внутреннюю поверхность, наружную поверхность и множество отверстий, проходящих от внутренней поверхности к наружной поверхности, причем наружная панельная обшивка проходит вокруг внутренней поверхности аэродинамического тела и образует переднюю кромку аэродинамического тела; микрорешеточную конструкцию из элементов жесткости, содержащую: множество основных поперечин, каждая из которых имеет по меньшей мере первый конец, соединенный с внутренней поверхностью наружной панельной обшивки, и множество диагональных опорных раскосов, каждый из которых проходит по диагонали между смежными основными поперечинами и соединен с ними, причем микрорешеточная конструкция из элементов жесткости проходит вдоль внутренней поверхности наружной панельной обшивки ниже по потоку относительно множества отверстий, при этом множество основных поперечин и множество диагональных опорных раскосов образуют промежутки для потока воздуха, протекающего между ними, для сообщения множества отверстий по текучей среде с внутренней поверхностью аэродинамического тела ниже по потоку относительно микрорешеточной конструкции из элементов жесткости; и внутреннюю панельную обшивку, расположенную внутри аэродинамического тела рядом с передней кромкой и проходящую назад, причем внутренняя панельная обшивка соединена с соответствующими из множества основных поперечин во вторых концах, которые противоположны первым концам соответствующих из множества основных поперечин, при этом наружная панельная обшивка и внутренняя панельная обшивка образуют канал для потока воздуха между ними, обеспечивающий сообщение множества отверстий по текучей среде с внутренней поверхностью аэродинамического тела ниже по потоку относительно внутренней панельной обшивки.
[00130] Описано аэродинамическое тело, в котором внутренняя панельная обшивка проходит ниже по потоку относительно множества отверстий.
[00131] Описано аэродинамическое тело, в котором внутренняя панельная обшивка проходит к концам микрорешеточной конструкции из элементов жесткости, и внутренняя панельная обшивка соединена с вторыми концами каждой из множества основных поперечин.
[00132] Описано аэродинамическое тело, в котором каждая из множества основных поперечин по существу перпендикулярна соответствующей части внутренней поверхности наружной панельной обшивки, с которой соединена данная основная поперечина.
[00133] Описано аэродинамическое тело, в котором множество основных поперечин по существу параллельны направлению вдоль хорды аэродинамического тела.
[00134] Дополнительно описано аэродинамическое тело, содержащее нагнетательную камеру, расположенную во внутренней поверхности аэродинамического тела и непосредственно сообщающуюся по текучей среде с каналом для потока воздуха.
[00135] Термины и выражения, используемые в настоящей заявке и ее вариантах, если явно не установлено иное, должны рассматриваться как неограничивающие в противоположность ограничивающим. В качестве примеров вышесказанного: термин "включающий" должен читаться как означающий "включая помимо прочего" или тому подобный; термин "приведенный в качестве примера" используется для обеспечения приведенных в качестве примера пунктов темы в обсуждении без исчерпания или ограничения их списка; а также прилагательные, такие как "общепринятый", "традиционный", "нормальный", "стандартный", "известный" и термины подобного значения не должны рассматриваться как ограничение пункта, описанного на данный момент времени, или пункта, доступного на данный момент времени, но вместо этого должны рассматриваться как охватывающие общепринятые, традиционные, нормальные или стандартные технологии, которые могут быть доступными или известными теперь или в любое время в будущем. Аналогично, группа пунктов, связанных союзом "и", не должна трактоваться как требование, чтобы каждый и любой из этих пунктов присутствовал в данной группе, а скорее должна рассматриваться как группа пунктов, связанных союзом "и/или", если явно не указано иное. Схожим образом, группа пунктов, связанных союзом "или", не должна рассматриваться как требование взаимного исключения среди элементов этой группы, а скорее должна рассматриваться как группа пунктов, связанных союзом "и/или", если явно не указано иное. Кроме того, несмотря на то, что пункты, элементы или компоненты настоящего изобретения могут быть описаны или заявлены в единственном числе, множественное число также должно быть включено в объем охраны настоящего изобретения, если явно не установлено ограничение единственным числом. Присутствие имеющих расширительный смысл слов и терминов, таких как "один или более", "по меньшей мере", "помимо прочего" или других подобных терминов, в некоторых случаях не означает, что предполагается или требуется использование более узкого смысла в случаях, в которых такие расширительные термины отсутствуют.
Аэродинамическое тело, обеспечивающее ламинарный поток и удовлетворяющее конструктивным требованиям. Имеющая отверстия панельная обшивка содержит внутреннюю поверхность и наружную поверхность аэродинамического тела. Микрорешеточная опорная конструкция связана с внутренней поверхностью и образует промежутки для потока воздуха, обеспечивающие возможность всасывания воздуха с наружной поверхности через имеющую отверстия панельную обшивку в нагнетательную камеру аэродинамического тела. Ряды основных поперечин микрорешеточной опорной конструкции выровнены вдоль линий сопряжения, ориентированных по существу в направлении вдоль хорды относительно потока воздуха, протекающего поверх аэродинамического тела. Способ характеризуется использованием аэродинамического тела. Группа изобретений направлена на оптимизацию ламинарного течения. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 33 ил.
1. Аэродинамическое тело, задающее направление вдоль хорды относительно потока воздуха поверх указанного аэродинамического тела и содержащее:
- наружную панельную обшивку, имеющую внутреннюю поверхность, наружную поверхность и множество отверстий, проходящих от внутренней поверхности к наружной поверхности, причем наружная панельная обшивка проходит вокруг внутренней поверхности аэродинамического тела и образует переднюю кромку аэродинамического тела; и
- микрорешеточную конструкцию из элементов жесткости, содержащую:
множество основных поперечин, каждая из которых имеет по меньшей мере первый конец, соединенный с внутренней поверхностью наружной панельной обшивки, и
множество диагональных опорных раскосов, каждый из которых проходит по диагонали между смежными основными поперечинами и соединен с ними;
причем микрорешеточная конструкция из элементов жесткости проходит вдоль внутренней поверхности наружной панельной обшивки ниже по потоку относительно указанного множества отверстий,
при этом между множеством основных поперечин и множеством диагональных опорных раскосов образованы промежутки для потока воздуха для сообщения указанного множества отверстий по текучей среде с внутренней поверхностью аэродинамического тела ниже по потоку относительно микрорешеточной конструкции из элементов жесткости.
2. Аэродинамическое тело по п. 1, в котором
указанное множество основных поперечин расположено на внутренней поверхности наружной панельной обшивки в рядах вдоль линий сопряжения, которые по существу параллельны направлению вдоль хорды.
3. Аэродинамическое тело по п. 1, в котором
множество основных поперечин расположено в форме плоской матрицы на внутренней поверхности наружной панельной обшивки, причем
каждая группа из четырех поперечин указанного множества основных поперечин образует углы четырехугольника, при этом
два раскоса из указанного множества диагональных опорных раскосов проходят между основными поперечинами в противоположных углах указанного четырехугольника и
эти два раскоса из указанного множества диагональных опорных раскосов пересекаются в узле внутри четырехугольника.
4. Аэродинамическое тело по п. 1, в котором
множество основных поперечин расположено в форме плоской матрицы на внутренней поверхности наружной панельной обшивки, причем
каждая группа из четырех поперечин указанного множества основных поперечин образует углы четырехугольника, при этом
два раскоса из указанного множества диагональных опорных раскосов проходят между основными поперечинами в смежных углах четырехугольника и
эти два раскоса из указанного множества диагональных опорных раскосов пересекаются в узлах вдоль сторон четырехугольника.
5. Аэродинамическое тело по п. 1, дополнительно содержащее боковые опорные раскосы, соединенные со смежными основными поперечинами из указанного множества основных поперечин на вторых концах, которые противоположны первым концам указанного множества основных поперечин, соединенным с внутренней поверхностью наружной панельной обшивки.
6. Аэродинамическое тело по п. 1, дополнительно содержащее внутреннюю панельную обшивку, расположенную внутри аэродинамического тела рядом с передней кромкой и проходящую назад, причем
внутренняя панельная обшивка соединена с соответствующими поперечинами из указанного множества основных поперечин на вторых концах, которые противоположны первым концам соответствующих поперечин из указанного множества основных поперечин, и
между наружной панельной обшивкой и внутренней панельной обшивкой образован канал для потока воздуха для сообщения указанного множества отверстий по текучей среде с внутренней поверхностью аэродинамического тела ниже по потоку относительно внутренней панельной обшивки.
7. Аэродинамическое тело по п. 1, в котором каждая поперечина из указанного множества основных поперечин по существу перпендикулярна соответствующей части внутренней поверхности наружной панельной обшивки, с которой соединена эта основная поперечина.
8. Аэродинамическое тело по п. 1, в котором указанное множество основных поперечин по существу параллельны направлению вдоль хорды аэродинамического тела.
9. Аэродинамическое тело по п. 8, дополнительно содержащее множество слоев диагональных опорных раскосов, соединенных с указанным множеством основных поперечин, а множество основных поперечин проходит ниже по потоку от передней кромки аэродинамического тела.
10. Аэродинамическое тело по п. 1, в котором указанное множество основных поперечин по существу перпендикулярны направлению вдоль хорды, а вторые концы множества основных поперечин соединены с внутренней поверхностью наружной панельной обшивки.
11. Способ создания ламинарного потока из потока воздуха, проходящего поверх наружной части аэродинамического тела, задающего направление вдоль хорды относительно потока воздуха, согласно которому:
придают жесткость аэродинамическому телу путем соединения микрорешеточной конструкции из элементов жесткости с внутренней поверхностью наружной панельной обшивки, причем указанная микрорешеточная конструкция образована множеством основных поперечин и множеством диагональных опорных раскосов, соединенных с множеством основных поперечин, а первые концы указанного множества основных поперечин соединены с внутренней поверхностью наружной панельной обшивки;
пропускают часть потока воздуха через отверстия, выполненные в наружной панельной обшивке аэродинамического тела, которая проходит вокруг внутренней поверхности аэродинамического тела;
направляют указанную часть потока воздуха от указанных отверстий через микрорешеточную конструкцию из элементов жесткости, в которой образованы промежутки для потока воздуха, проходящие через нее, и которая проходит по существу в направлении вдоль хорды от передней кромки аэродинамического тела; и
принимают поток воздуха на внутренней поверхности аэродинамического тела через промежутки для потока воздуха в микрорешеточной конструкции из элементов жесткости.
12. Способ создания по п. 11, также включающий пропуск потока воздуха через микрорешеточную конструкцию из элементов жесткости в нагнетательную камеру.
13. Аэродинамическое тело, задающее направление вдоль хорды относительно потока воздуха поверх указанного аэродинамического тела и содержащее:
- наружную панельную обшивку, имеющую внутреннюю поверхность, наружную поверхность и множество отверстий, проходящих от внутренней поверхности к наружной поверхности, причем наружная панельная обшивка проходит вокруг внутренней поверхности аэродинамического тела и образует переднюю кромку аэродинамического тела;
- микрорешеточную конструкцию из элементов жесткости, содержащую:
множество основных поперечин, каждая из которых имеет по меньшей мере первый конец, соединенный с внутренней поверхностью наружной панельной обшивки, и
множество диагональных опорных раскосов, каждый из которых проходит по диагонали между смежными основными поперечинами и соединен с ними,
причем микрорешеточная конструкция из элементов жесткости проходит вдоль внутренней поверхности наружной панельной обшивки ниже по потоку относительно указанного множества отверстий,
при этом между множеством основных поперечин и множеством диагональных опорных раскосов образованы промежутки для потока воздуха для сообщения указанного множества отверстий по текучей среде с внутренней поверхностью аэродинамического тела ниже по потоку относительно микрорешеточной конструкции из элементов жесткости; и
- внутреннюю панельную обшивку, расположенную внутри аэродинамического тела рядом с передней кромкой и проходящую назад, причем
внутренняя панельная обшивка соединена с соответствующими поперечинами из указанного множества основных поперечин на вторых концах, которые противоположны первым концам соответствующих поперечин из указанного множества основных поперечин, и
между наружной панельной обшивкой и внутренней панельной обшивкой образован канал для потока воздуха для сообщения указанного множества отверстий по текучей среде с внутренней поверхностью аэродинамического тела ниже по потоку относительно внутренней панельной обшивки.
14. Аэродинамическое тело по п. 13, в котором внутренняя панельная обшивка проходит ниже по потоку относительно указанного множества отверстий.
15. Аэродинамическое тело по п. 14, в котором
внутренняя панельная обшивка проходит к концам микрорешеточной конструкции из элементов жесткости, и
внутренняя панельная обшивка соединена со вторыми концами каждой из указанного множества основных поперечин.
16. Аэродинамическое тело по п. 13, в котором каждая из указанного множества основных поперечин по существу перпендикулярна соответствующей части внутренней поверхности наружной панельной обшивки, с которой соединена эта основная поперечина.
17. Аэродинамическое тело по п. 13, в котором указанное множество основных поперечин по существу параллельны направлению вдоль хорды аэродинамического тела.
18. Аэродинамическое тело по п. 13, дополнительно содержащее нагнетательную камеру, расположенную в пределах внутренней поверхности аэродинамического тела и непосредственно сообщающуюся по текучей среде с каналом для потока воздуха.
| US 20030173460 A1, 18.09.2003 | |||
| Глазурь | 2017 |
|
RU2643832C1 |
| US 0006050523 A1, 18.04.2000 | |||
| US 20130175402 A1, 11.07.2013 | |||
| КАЛИБРАТОР СТВОЛА СКВАЖИНЫ РАЗДВИЖНОЙ | 2010 |
|
RU2418147C1 |
| ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ | 2012 |
|
RU2503590C1 |
