FR2510066A1 - Pale aerodynamique - Google Patents

Abstract

LA PALE AERODYNAMIQUE POUR HELICES D'AVIONS A UN NOUVEAU PROFIL AERODYNAMIQUE EN COUPE TRANSVERSALE AYANT UN RAPPORT ELEVE PORTANCETRAINEE. LE PROFIL AERODYNAMIQUE EST CARACTERISE PAR UNE PARTIE DE BORD AVANT 10 OBTUSE GENERALEMENT PARABOLIQUE QUI SE PROLONGE EN UN INTRADOS 15 AYANT UNE PARTIE AVANT CONVEXE 20. POUR DES RAPPORTS D'EPAISSEUR INFERIEURS A APPROXIMATIVEMENT 0,15 L'INTRADOS COMPORTE UNE PARTIE ARRIERE CONCAVE 25 A L'UNE DE SES EXTREMITES PROLONGEANT UNE PARTIE AVANT CONVEXE 20A SON AUTRE EXTREMITE ET SE TERMINANT EN UN BORD ARRIERE OBTUS 35. LA PARTIE DE BORD AVANT SE PROLONGE AUSSI EN UN EXTRADOS 30 CONVEXE ESSENTIELLEMENT LE LONG DE LA LONGUEUR COMPLETE DE LA CORDE JUSQU'AU BORD ARRIERE DE LA PALE. LE PROFIL AERODYNAMIQUE DE LA PRESENTE INVENTION FAIT PREUVE D'UNE PERFORMANCE AERODYNAMIQUE ELEVEE D'UNE FAIBLE EMISSION DE BRUIT PERCEPTIBLE A PROXIMITE ET A GRANDE DISTANCE DE L'AVION ET D'UN POIDS MINIMAL.

Description

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L'invention se rapporte en général à des pales aéro-

dynamiques pour rotors et plus particulièrement elle con-

cerne des pales aérodynamiques à haute performance et à faible émission de bruit employées, par exemple, dans les hélices. Les tendances actuelles et attendues dans l'aviation ont mené à la construction d'une nouvelle génération d' avions-navettes qui entrerontprobablement en service vers

le milieu des années 1980 Ces avions utilisés sur des pe-

tites distances desserviront de petits aéroports situés re-

lativement près aux zones habitées En conséquence, les restrictions en ce que concerne le bruit perceptible à

grande distance de l'avion seront très sévères L'avion-

navette sera utilisé principalement par des-voyageurs pour effectuer les tronçons initiaux et finals de voyages dont la partie majeure de la distance sera parcourue dans de

grands avions à turbo-ventilateur confortables et modernes.

En conséquence, les exigences aux avions-navettes en ce qui concerne la s Oreté, le confort et le faible niveau de bruit

perceptible dans le compartiment seront sévères.

Pour satisfaire à ces restrictions sévères en ce qui concerne le bruit perceptible à grande distance de l'avion ainsi que dans le compartiment des voyageurs, la vitesse aux sommets des pales de l'hélice doit être maintenue à un minimum Cependant, parce que les nouveaux avions-navettes

sont construits pour desservir des aéroports ayant des pis-

tes relativement courtes, ces vitesses faibles aux sommets des pales ne doivent pas réduire les niveaux de poussée élevée de la pale de l'hélice <coefficient de portance) pour des pales à faible poids (faible degré de solidité des

pales) lors du décollage et la montée Même avec une mini-

misation de la vitesse aux sommets des pales, la vitesse d'écoulement de l'air sur les surfaces des pales de l'héli-: ce est nécessairement très élevée Pour éviter des ondes dei choc prononcées avec la séparation inhérente du courant et la réduction de performance résultant de cette séparation du courant, il est nécessaire de maximaliser les nombres dei Mach critiques associés aux sections des pales des hélices d'avions Pour améliorer le rendement, des coefficients

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-2- portance/trainée, élevés sont aussi exigés pour le mode de

fonctionnement en croisière.

En outre pour satisfaire aux exigences de la perfor-

mance aérodynamique et de la limitation du bruit mention- nées ci-avant, les pales des hélices doivent s'apprêter à la fabrication par des techniques de production connues et

doivement faire preuve d'un risque d'endommagement minimal-

à la fois par le maniement normal et lorsqu'elles sont

heurtées accidentellement par d'autres objets.

Les familles aérodynamiques connues définissant les

pales d'hélices ou de moyens de propulsion pareils com-

prennent les profils aérodynamiques des séries NACA 6 et

16 qui jusqu'ici ont fait preuve d'une performance aérody-

namique et d'une émission de bruit adéquate Cependant pour la nouvelle génération des avions-navettes mentionnés ci-avant, les caractéristiques de performance des pales d'hélices définies par de telles formes aérodynamiques sont

au mieux marginales Les profils aérodynamiques plus ré-

cents, tels que les profils supercritiques de Lieback, Wortmann, Whitcomb et les profils aérodynamiques GAW ont été développés pour des configurations spéciales d'ailes d'avions et en tant que tels ne sont pas appropriés pour 1 ' utilisation générale dans les hélices parce que ces profils aérodynamiques ont le plus souvent des formes indésirables pour la fabrication des pales d'hélices du point de vue

structural et de manufacture.

En conséquence, la présente invention a pour objet de fournir une pale aérodynamique perfectionnée caractérisée par des coefficients de portance élevés, notamment lors du

décollage et de la montée de l'avion.

L'invention a aussi pour objet de fournir une pale aérodynamique caractérisée par des coefficients portance/l traînée élevé lors des modes de fonctionnement en croisière

de l'avion.

L'invention a également pour objet de fournir une pa-

le aérodynamique caractérisée par des nombres de Mach cri-

tiques élevés dans une large gamme de modes de fonctionne-

ment. La présente invention a également pour objet de four-,

10066

3- nir une pale aérodynamique ayant une forme en section transversale compatible avec les techniques de fabrication

connues des pales d'hélices.

Finalement, l'invention a aussi pour objet de fournir une pale aérodynamique ayant une forme faisant preuve d'une résistance améliorée aux endommagements lors du maniement normal et lorsqu'elle est heurtée accidentellement par d'

autres objets.

Selon la présente invention la pale aérodynamique perfectionnée pour les hélices d'avions ou des moyens de propulsion pareils a une nouvelle forme aérodynamique en section transversale le long de la longueur de la pale, cette forme étant caractérisée par une partie de bord d' attaque obtuse et généralement parabolique se prolongeant en un intrados qui, pour des rapports d'épaisseur inférieurs à approximativement 0,15, est caractérisé par une partie protubérante avant convexe qui de son tour se prolonge en une partie concave arrière Pour des rapports d'épaisseur plus grands, qu'approximativement 0,15, la partie arrière

de l'intrados est légèrement convexe le long de sa longueur.

La partie du bord d'attaque se prolonge aussi en un extra-

dos convexe qui se raccorde à la partie arrière de l'intra-

dos en un bord arrière légèrement obtus La partie obtuse du bord d'attaque, pour des angles d'attaque relativement élevés et des nombres de Mach faibles, et la partie avant

protubérante de l'intrados, aux angles d'attaque relative-

ment faibles et aux nombres de Mach élevés, ont la tendance de réduire le degré de tournoiement du courant d'air sur la surface aérodynamique, réduisant ainsi les nombres de Mach locaux et maintenant des gradients de pression plus faibles que ceux rencontrés avec les pales de forme aérodynamique connue La partie légèrement obtuse du bord arrière forme

une partie arrière de l'extrados qui permet une récupéra-

tion graduelle de la pression minimisant ainsi la sépara-

tion du courant de l'extrados Une performance aérodyna-

mnique améliorée est obtenue aux nombres de Mach correspon-

dant à des vitesses aux sommets des pales suffisamment fai-

bles pour réaliser une minimisation du bruit perceptible à grande distance de l'avion et dans le compartiment de 1 ' -4- avion. L'invention sera maintenant décrite en plus grand détail en référence aux dessins annexés sur lesquels: La figure l est une représentation graphique de la performance de portance et de la traînée au décollage et en montée pour des profils aérodynamiques typiques à faible

vitesse et à vitesse élevée pour différents angles d'atta-

que. La figure 2 est une représentation graphique de la

performance en croisière (portance/traînée) de profils aé-

rodynamiques typiques à vitesse élevée et à faible vitesse

pour différentes valeurs du coefficient de portance.

La figure 3 est une série de représentations en sec-

tion transversale de la pale aérodynamique de la présente invention et une vue de dessus de la pale représentant les

endroits de ces sections le long de l'axe de la pale.

La figure 4 est une représentation graphique des

lignes de cambrures et des épaisseurs d'une famille de for-

mes aérodynamiques dans lesquelles les sections aérodyna-

miques de la figure 3 sont comprises.

La figure 5 est une représentation en coupe transver-

sale de l'un des profils aérodynamiques représentés sur la

figure 3.

La figure 6 est une représentation en coupe transver-

sale d'un profil aérodynamique connue selon la série NACA 16. La figure 7 est une représentation en coupe du profil aérodynamique NACA de la figure 5 au décollage, en montée

et en croisière.

La figure 8 est une représentation en coupe de l'un des profils aérodynamiques de la figure 3 au décollage, en

montée et en croisière.

Les figures 9, 10, ll et 12 sont des représentations graphiques du coefficient de pression et du nombre de Mach le long de l'intrados et de l'extrados de l'une des sections aérodynamiques de la pale de la présente invention et d'une

section aérodynamique correspondante de la série NACA 16.

Les figures 13 et 14 sont des représentations graphi-

ques des coefficients de partance et de traînée, respective-

-5- ment, pour l'une des sections aérodynamiques de la pale de

la présente invention pour différents angles d'attaque.

Les figures 15 et 16 sont des représentations graphi-

ques des coefficients de portance et de traînée, respecti- vement, semblables à celles des figures 13 et 14, pour un profil aérodynamique correspondant connu, selon la série

NACA 16.

Les figures 17 et 18 sont des représentations graphi-

ques des coefficients de portance et de traînée et des rap-

ports portance/tra Inée pour l'une des sections aérodynami-

ques de la pale de la présente invention et pour une sec-

tion aérodynamique correspondante selon la série NACA 16.

Les figures 19 et 20 sont des diagrammes de perfor-

mance du rendement et du coefficient de puissance en fonc-

tion du rapport d'avance pour une hélice ayant des pales aérodynamiques selon la présente invention respectivement pour une hélice ayant des pales aérodynamiques selon la série

NACA 16.

La figure 21 est un diagramme du rendement en fonc-

tion du rapport d'avance pour les hélices dont les diagram-

mes de performance sont représentés sur les figures 19 et 20. En général, la poussée pour une section du profil d'une pale d'hélice est caractérisée par l'expression: T = C b V 2 L o: T est la poussée CL est le coefficient de portance b est la longueur de la corde de la section considérée

V est la vitesse relative à la section considérée.

Si l'on examine cette expression on trouve que lors-

qu'on réduit la longueur de la corde b pour avoir un poids minimal, et si on réduit la vitesse relative V à la section

considérée pour avoir une faible émission de bruit, le co-

efficient de portance CL à la section considérée doit être.

augmentée pour maintenir une poussée prédéterminée En con-

séquence, il est apparent que le coefficient de portance doit être maximalisé pour obtenir une poussée prédéterminée à la section considérée lorsque la longueur de la corde et la vitesse relative à la section considérée sont réduites -6 pour minimisation du poids et du bruit En même temps, il

sera apprécié que pour le mode de fonctionnement en croi-

sière avec des coefficients de portance faibles et avec des nombres de Mach élevées à la section considérée, les pro-

fils aérodynamiques doivent être caractérisés par des rap-

ports portance/traînée élevés.

Jusqu'ici il a été extrêmement difficile d'obtenir une performance aérodynamique élevée au décollage et aussi en montée avec une pale aérodynamique ayant des formes en section transversale définies par une famille connue de

profils aérodynamiques Sur la figure 1, les surfaces om-

brées de la courbe sont indicatives des capacités de perfor,-

mance d'un profil aérodynamique typique à faible vitesse et

d'un profil aérodynamique typique à vitesse élevée aux co-

efficients de portance représentatifs des conditions de

fonctionnement de l'hélice au décollage et en montée.

L'on peut se rendre compte qu'un profil aérodynami que "faible vitesse" classique fait preuve d'un coefficient de portance beaucoup plus élevée et d'une traînée beaucoup

plus faible aux conditions de décollage qu'un profil aéro-

dynamique "grande vitesse" classique et est donc plus dési-

rable de ce point de vue qu'un profil aérodynamique "grande

vitesse" Cependant, se référant à la figure 2, o la sur-

face ombrée est indicative des capacités de performances de

ces mêmes profils aérodynamiques dans le mode de fonction-

nement en croisière, l'on peut constater que le profil aé-

rodynamique "grande vitesse" est beaucoup plus désirable que le profil aérodynamique "faible vitesse" parce qu'il

fait preuve de rapports portance/traînée beaucoup plus éle-

vés aux coefficients de portance correspondant aux condi-

tions normales de fonctionnement en croisière Sur les fi-

gures 1 et 2, les courbes en traits interrompus représen-

tent les performances du profil aérodynamique H 51 de la

présente invention L'on peut voir que ce profil aérodyna-

mique fait preuve au décollage et en montée de caractéris '

tiques de performance pratiquement égales aux profils aéro-

dynamiques "faible vitesse" classiques et a pratiquement en vol en croisière les mêmes caractéristiques que la section aérodynamique "grande vitesse" classique, tout cela en un

10066

-7-

seul profil aérodynamique ayant une nouvelle forme aérody-

namique en coupe transversale, tel que représenté sur la

figure 3.

Sur la figure 3 plusieurs sections en coupe transver- sale d'une pale aérodynamique de la présente invention sont représentées Chaque section transversale est identifiée par

des indices comportant trois chiffres représentant le coef-

ficient de portance de calcul multipié par 10 (premier chif-r fre) et le coefficient d'épaisseur multiplié par 100 (les deux derniers chiffres) En conséquence, la section aérody-: namique supérieure est caractérisée par un coefficient de portance de calcul de 0,4 et par un rapport d'épaisseur de 0,04, la seconde section aérodynamique ayant un coefficient de portance de calcul de 0,6 et un rapport d'épaisseur de

0,06, la troisième section aérodynamique ayant un coeffi-

cient de portance de calcul de 0,7 et un rapport d'épaisseur de 0,08, la quatrième section aérodynamique ayant un coeff i cient de portance de calcul de 0,7 et un rapport d'épaisseur de 0,12, la cinquième section aérodynamique ayant un coeffi' cient de portance de calcul de 0,6 et un rapport d'épaisseur

de 0,20 et la sixième section aérodynamique ayant un coeffi-

cient de portance de calcul de 0,4 et un rapport d'épaisseur de 0,30 Considérant encore la figure 3, les endroits de ces sections aérodynamiques le long de la longueur d' une seule pale aérodynamique sont indiqués L'on peut constater que la section aérodynamique 404 est prise essentiellement au sommet de la pale, la section 430 est prise près de l'emplanture et la section 620 est prise en un endroit espacé de l'emplanture approximativement 0,175 fois la longueur de l'axe longitudinal de la pale Les autres

sections sont espacées de l'emplanture de la pale approxi-

mativement 0,425 fois la longueur de l'axe, 0,625 fois la longueur de l'axe et 0,825 fois la longueur de l'axe Bien que les cordes des sections aérodynamiques représentées

aient une longueur commune, il est évident que des considé-

rations relatives à l'effilement de la pale détermineront les grandeurs relatives des sections aérodynamiques, la présente invention n'étant pas limitée à des relations

particulières entre les grandeurs des sections aérodynami-

-8- ques. La forme aérodynamique de la pale entre les sections aérodynamiques représentées sur la figure 3 est définie par une surface de transition reliant des parties correspondan- tes des sections aérodynamiques adjacentes Les sections aérodynamiques sont évidemment déplacées angulairement 1 ' une par rapport à l'autre d'une façon bien connue dans la technique pour impartir un vrillage suffisant à la pale en

-vue de pouvoir prévoir différents angles d'attaque néces-

saires en vue des exigences de performance aérodynamique.

Les tableaux suivants comprennent des coordonnées

précises sans dimensions d'un nombre de sections aérodyna-

miques de la pale de la présente invention, o les valeurs x/c sont des coordonnées sans dimensions d'endroits sur la

ligne de corde de la pale, y/c supérieur sont des coordon-

nées sans dimensions de hauteurs au-dessus de la ligne de corde de points sur l'extrados et y/c inférieur sont des coordonnées sans dimensions de hauteur au-dessous de la

ligne de corde de points sur l'intrados.

2 510066

9-

TABLEAU j

HS I-404

(y/c) sur)érieui

0.00009

0.00171

0.00250

0.00372

0.00470

0.00628

0.00788

0.00923

0.01339

0.01655

0.01922

0.02158

0.02375

0.02577

0.02766

0.02943

0.03107

0.03403

0.03659

0.03883

0.04077

0.04244

0.04386

0.04504

0.04601

0.04680

0.04745

0.04844

0.04880

0.04906

0.04920

(y/c) iflféItieur xc

0.00004 0 44000

-0.00113

-0.00155

-0.00210

-0.00253

-0.00323

-0.00395

-0.00455

-0.00620

-0.00709

-0.00751

-0.00761

-0.00756

-0.00724

-0.00686

-0.00639

-0.00584

-0.00451

-0.00295

-0.00123

0.00055

0.00230

0.00393

0.00536

0.00658

0.00758

0.00840

0.00961

0.01007

0.01044

0.01074

0.46000

0.48000

0.50000

0.54000

0.56000

0.58000

0.60000

0.64000

0.66000

0.68000

0.70000

0.74000

0.76000

0.78000

0.80000

0.82000

*0.84000

0.86000

0.88000

0.90000

0 S% 91000

0.92000

0.93000

0.94000

0.95000

0.95000

0.97000

0.98000

0.99000

1.00000

<y/c) Fupet)Cr cu

0.04914

0.04893

0.04860

0.04818

0.04705

0.04635

0.04555

0.04461

0.04223

0.04076

0.03911

0.03728

0.03319

0.03097

0.02867

0.02631

0 02389

0.02143

0.01892

0.01637

0.01376

0.01243

0.01108

0.00970

0.00829

0.00684

0.00536

0.00384

0.00229

0.00070

-0.00092

(y/c) I.n férieu r

0.01116

0.01129

0.01137

0.01139

0.01132

0.01122

0.01108

0.01091

0.01043

0.01010

0.00971

0.00924

0.00809

0.00741

0.00668

0.00591

0.00512

0.00429

0.00343

0.00252

0.00156

0.00106

0.00054

0.00000

-0.00054

-0.00110

-0.00167

-0.00225

-0.00285

-0.00346

-0.00408

/c

0.00000

0.00050

0.00100

0.00200

0.00300

:0.00500

0.00750

0.01000

0.02000

0.03000

0.04000

0.05000

0.06000

0.07000

0.08000

0.09000

0 10000

0 12000

0 14000

0.16000

0.18000

0.20000

0.212000

0 24000

0.26000

0.28000

0 30000

0 34000

0 36000

0 38000

0.40000

10066

-

TABLEAU l i

1 ISI-606

(y/c) suoérieur

0.00015

0.00259

0.00379

0.00562

0.00708

0.00938

0.01164

0.01352

0.01926

0.02371

0.02756

0.03105

0.03429

0.03731

0.04012

0.04273

0.04515

0.04946

0.05318

0.05638

0.05915

0.06153

0.06354

0.06522

0.06659

0.06772

0.06865

0.07005

0.07056

0.07092

(y/c) inf 6 r>eur

0.00015

-0.00162

-0.00220

-0.00296

-0.00354

-0.00455

-0.00563

-0.00656

-0.00925

-0.01079

-0.01160

-0.01190

-0.0 l 1187

-0.01161

-0.01118

-0.01060

-0.00988

-0.00807

-0.00588

-0.00347

-0.00099

0.00143

0.00367

0.00565

0.00734

0.00875

0.00992

0.01167

0.01231

0.01284

0.44000

0.46000

0.48000

0.50000

0.54000

0.56000

0.58000

0.60000

0.64000

0.66000

0.68000

0.70000

0 74000

0.76000

0 7800-0

0.80000

0.82000

0.84000

0.86000

0.88000

0.90000

0.91000

0.92000

0.93000

0.94000

0.95000

0.96000

0.97000

0.98000

1.99000

(y/c) sun 6 ri eur

0.07100

0.07069

0.07021

0.06959

0.06796

0.06695

0.06578

0.06442

0.06098

0.05886

0.05647

0.05383

0.04794

0.04474

0.04142

0.03802

0.03453

0.03099

0.02738

0.02371

0.01996

0.01804

0.01616

0.01411

0.01209

0.01001

0.00788

0.00570

0.00346

-0.00118

0.40000O 071120 013261 00000 -0 00115

(y/c) i.nférieue

0.01387

0.01406

0.01419

0.01425

0.01420

0.01409

0.01394

*0.01373

0.01314

0.01273

0.01224

0.01165

0.01018

0.0093 G

0.00835

0.00734

0.00530

0.00522

0.00408

0.00288

0.00161

0.00094

0.00025

-0.00046

-0.00119

-0.00193

-0.00289

-0.00346

-0.00425

-0.00508

-0.00589

xlc

0.00000

0.00050

0.00100

0.00200

* 0.00300

0.00500

0.00750

0.01000

* 0.02000

* 0.03000

0.04000

0.05000

0.06000

0.07000

0.08000

0.09000

0.10000

0 12000

0.14000

0.16000

0.18000

0.20000

0.22000

0.24000

0.26000

0.28000

0.30000

0.34000

0.36000

0.38000

O 40000 O 07112

2 510066

(y/c) supérieur

0.00013

0.00330

0.00479

0.00704

0.00883

0.01173

0.01461

0.01704

0.02448

0.03017

0.03501

0.03932

0.04326

0.04692

0.05031

0.05344

0.05634

0.06151

0.06595

0 06977

0.07308

0 07687

0 07824

0.08021

0.08182

0 08313

0.08421

0.08583

0.08640

0.08680

0.40000 0 08701

TA Ii LEAU Ili

HS 1 708

(y/c) x/c (y/c) inférieur su Dérieur

0.00013 0 44000 0 08681

-0.00244 0 46000 0 08640

-0.00338 0 48000 0 08579

-0.00485 0 50000 0 08502

-0.00561 0 54000 0 08301

-0.00715 0 56000 0 08176

-0.00865 0 58000 0 08033

-0.00990 0 60000 0 07865

-0.01322 0 64000 0 07443

-0.01506 0 66000 0 07184

-0.01603 0 68000 0 06892

-0.01645 0 70000 0 06570

-0.01650 0 74000 0 05853

-0.01629 0 76000 0 05465

-0.01588 0 78000 0 05062

-0.01530 0 80000 0 04649

-0.01456 0 82000 0 04221

-0.01271 0 84000 0 03798

-0.01050 0 86000 0 03360

-0.00808 0 88000 0 02916

-0.00559 0 90000 0 02462

-0.00318 0 91000 0 02231

-0.00092 0 92000 0 01996

-0.00113 0 93000 0 01757

-0.00293 0 94000 0 01512

-0.00450 0 95000 0 01262

0.00833 0 96000 0 01005

0.00791 0 97000 0 00741

0.00868 0 98000 0 00471

0.00932 0 99000 0 00196

0.00984 1 00000 -0 00086

(y/c) infé rieur

0.01060

0.01087

0.01106

0.01120

0.01129

0.01125

0.01118

0.01105

0.01065

0.01034

0.00996

0.00947

0.00818

0.00738

0.00650

0.00557

0.00459

0.00356

0.00248

0.00133

0.00006

-0.00058

-0.00128

-0.00196

-0.00268

-0.00341

-0.00416

-0.00493

-0.00572

-0.00652

-0.00734

x/c

0.00000

0.00050

0.00100

0.00200

0.00300

0.00500

0.00750

0.01000

0.02000

0.03000

0.04000

0.05000

0.06000

0.07000

0.08000

0.09000

0.10000

0 12000

0 14000

0.16000

0.18000

0.20000

0.22000

0.24000

0.26000

0.28000

0.30000

0 34000

0.36000

0.38000

12 -

TABLE At J IV

H 5 I-712

x/c (y/c) (y/c) x/c (y/c) (y/c) supérieur inférieur sunérieur înfé ieur 0. 00000 0 00001 0 00000 0 44000 0 10556 -0 011 f 05

0.00050 0 00430 -0 00377 0 46000 0 10600 -0 01060

0.00100 oo OO 00600 -0 00519 0 48000 0 10526 -0 01020

0.00200 0 00903 -0 00709 0 50000 0 10423 -0 00985

0.00300 0 01127 -0 00842 0 54000 0 10154 -0 00919

0.00500 0 01490 -0 01044 0 56000 0 09965 -0 00888

0.00750 0 01861 -0 01230 0 58000 0 09795 -0 00856

0.01000 0 02180 -0 01376 O 60000 0 09587 -0 00824

0.02000 0 03186 -0 01767 0 64000 0 09125 -0; 00756

0.03000 0 03967 -0 02006 0 66000 0 08872 -0 00721

0.04000 0 04688 -0 02109 0 68000 0 08605 -0 00687

0.05000 0 05192 -0 02283 0 70000 0 08322 -0 00658

0.06000 0 06698 -0 02353 0 74000 0 07789 -0 00619

0.07000 0 00651 -0 02417 0 76000 0 07677 -0 00611

0.08000 0 06562 -0 02450 0 78000 0 07028 -0 00809

0.09000 0 06937 -0 02466 0 80000 0 06668 -0 00611

0.10000 ' 0 07280 -0 02469 0 82000 0 06262 -0 00614

0.12000 0 07886 -0 02440 0 84000 0 05834 -0 00621

0.14000 0 08901 -0 02374 0 86000 0 08368 -0 00633

0.16000 0 08839 -0 02279 0 88000 0 04856 -0 00653

0.18000 0 09211 -0 02159 0 90000 0 04299 -0 00683

93.20000 0 09625 -0 02030 0,91000 0 03997 -0 00701

0.22000 0 09786 -0 01901 0 92000 0 03686 -0 00721

0.24000 0 01000 -0 01786 0 93000 0 03364 -0 00742

0.26000 0 10173 -0 01688 0 94000 0 03032 -0 00753

0.28000 0 10313 -0 01607 0 95000 0 02889 -0 00785

0.30000 0 10428 -0 01536 0 96000 0 02335 -0 00807

0.34000 0 10542 -0 01489 0 97000 0 01968 -0 00829

0.36000 0 10632 -0 01344 0 98000 0 01970 -0 00882

0.38000 0 10587 -0 01279 0 99000 0 01971 -0 00576

0.40000 0 10700 -0 01216 1 00000 0 00720 -0 00700

2 510066

13 -

TABLEAU V

H Sl-620 (y/c) S Uf)léri e Ui'

0.00001 0 00001

(y/c) su(erieur

0.13904

0.13814

0 13699

0.13556

0 13189

0 12963

0.12711

0.12435

0.11823

0.11489

0.11138

0.10770

0.09981

0.09560

0.09118

0.08651

0.08153

0.07616

0.07031

0.06391

*0.05693

0.05322

0.04939

0.04545

0.04142

0.03727

0.03295

0.02840

0.02353

0.01831

0.01272

(y/c) inférieur

-0.05705

-0.05626

-0.05545

-0.05459

-0.05269

-0.05161

-0.05045

-0 04919.

-0.04645

-0.04499

-0.04348

-0.04197

-0.03900

-0.03755

-0.03610

-0.03462

-0.03307

-0.03144

-0.02972

-0.02790

-0.02600

-0.02502

-0.02401

-0.02297

-0.02189

-0.02078

-0.01963

-0.01843

-0.01716

-0.01580

-0.01427

(y/c) J nfler et /c

0.00000

0.00050

0.00100

0.00200

0.00300

0.00500

0 00750

0.01000

0.02000

0.03000

0.04000

0.05000

0.06000

0.07000

0.08000

0.09000

0.10000

0.12000

0.14000

0.16000

0.18000

C 20000

0 22000

0.24000

0.26000

0.28000

0.30000

0.34000

0 36000

0.38000

0.40000

0.00694

0.00993

0 01424

0.01760

0.02300

0.02845

0.03306

0.04737

0.05820

0.06713

0.07477

0.08 l 47

0.08742

0.09274

0.09 755

0 10190

0 10943

0.11566

0 12079

0 12501

0 12844

0 13121

0 13344

0 13524

0 13670

0.13789

0 13955

0.14000

0 14017

0 14007

x/c Ir

0.44000

0.46000

0.4800.50000

0.54000

0.56000

0.58000

0.60000

0.64000

0.66000

0.68000

0 70000

0.74000

0.76000

0.78000

0.80000

0.82000

0.84000

0.86000

0.88000

0.90000

0.91000

0.92000

0.93000

0.94000

0.95000

0.-96000

0.97000

0.98000

0.99000

1.00000

-0.00650

-0.00907

-0.01258

-0.01520

-0.01922 '

-0.02308

-0.02621

-0.03521

-0.04139

-0.04609

-0.04983

-0.05289

-0.05541

-0.05751

-0.05925

-0.06070

-0.06280

-0.06404

-0.06459,

-0.06463

-0.06430

-0.06376

-0.06317

-0.06261

-0.06211

-0.06163

-0.06061

-0.06000

-0.05932

-0.05859

10066

(y/c) (y/c) 14 -

TABLEAU V i

H 51-430

x/c supérijeur infér ieur

0.00000 O 00001

0.01024 -0 00991 Oogl

0.01456 -0 01393

0.02071 -0 01951

0.02547 -0 02372

0.03303 -0 03028

0.04057 -0 03668

0.04692 -0 04196

0.06627 -0 05751

0.08068 -0 06858

0.09241 -0 07728

0.01235 -0 08441

0.11097 -0 09041

0.11857 -0 09554

0.12534 -0 09995

0.13138 -0 10376

0.13680 -0 10707

0.14595 -0 11231

0.15325 -0 11605

0.15904 -0 11859

0.16517 -0 12064

0.16723 -0 12114

0.17011 -0 12 l 64

0.17243 -0 12190

0.17433 -0 12202

0.17587 -0 12204

0.17708 -0 12197

0.17851 -0 12145

0.17872 -0 12096

0.17857 -0 12030

0.17808 -0 11948

0.44000

0.46000

0.48000

0.50000

-0.54000

0.56000

0.58000

0.60000

0.64000

0.66000

0.68000

0.70000

0.74000

0.76000

0.78000

0.80000

0.82000

0.84000

0.86000

0.88000

0.90000

0.91000

0.92000

0.93000

0.94000

0.95000

0.96000

0.97000

0.98000

0.99000

1.00000

(y/c) supérieur

0.17626

0.17497

0.17342

0.17156

0.16680

0.16388

0 16062

0.15707

0.14920

0.14493

0.14045

0.13577

*0.12588

0.12064

0.11518

0.10942

0.10329

0.09670

0.08955

Q.08178

0.07334

0.06385

0.06420

0.05938

0.05440

0.04927

0.04396

0.03846

0.03267

0.02649

0.01969

(y/c) i nférieur

0.11742

-0.11622

-0.11489

-0.11340

-0.10987

-0.10780

-0.10553

-0.10307

-0.09765

-0.09472

-0.09168

-0.08857

-0.08220

-0.07895

-0.07562

-0.07216

-0.06850

-0.06459

-0.06040

-0.05590

-0.05109

-0.04855

-0.04594

-0.04323

-0.04043

-0.03754

-0.03455

-0.03145

-0.02818

-0.02467

-0.02080

x/c

0.00000

0.00050

0.00100

0.00200

0.00300

0.00500

0.00750

0.01000

0.02000

0.03000

0.04000

0.05000

0.06000

O.07000

O.08000

0.09000

0.10000

0.12000

0.14000

0.16000

0.18800

0.20000

0.22000

0.24000

0.26000

0.28000

0.30000

0.34000

0.36000

0.38000

0.40000

- La figure 4 est une représentation graphique des lignes de cambrure et d'épaisseur de différentes sections aérodynamiques de la pale de la présente invention, x/c étant indicatif d'endroits sans dimensions sur la ligne de corde, y/c étant indicatif de hauteurs sans dimensions de la ligne de cambrure au-dessus de la corde de la section aérodynamique,t/c étant l'épaisseur totale sans dimensions, de la section aérodynamique à l'endroit sur la ligne de corde correspondant de la ligne de cambrure, h/b indiquant

les rapports d'épaisseur dés différentessections aérodyna-

miques.

De la description précédente et en considérant la

figure 5 qui représente la section aérodynamique 708, l'on

peut noter que la pale aérodynamique de la présente inven-

tion est caractérisée pratiquement le long de la longueur entière de sa corde par des formes de profil aérodynamique, chacun comportant une partie de bord avant 10 obtuse et généralement parabolique se prolongeant en un intrados 15 ayant une partie avant convexe 20 qui est prolongée par

une partie arrière 25 La partie de bord avant 10 se pro-

longe aussi en un extrados convexe 11, l'intrados et 1 '

extrados se reliant en un bord arrière 35 légèrement obtus.

Tel que représenté sur la figure 3, pour des rapports d' épaisseur inférieurs à approximativement 0,15 la partie arrière 25 de l'intrados a une forme concave formant ainsi

la partie avant de l'intrados comme ayant une nature pro-

tubérante Pour de tels rapports d'épaisseur, la partie convexe protubérante se prolonge en une partie arrière concave distancée du bord avant du profil aérodynamique d'approximativement 10 à 15 % de la longueur de la corde du profil Pour des rapports d'épaisseur supérieur à 0,15

la partie arrière 25 est convexe.

Le bord avant relativement obtus du profil aérodyna-

mique de la présente invention minimise le risque d'endom-

magement dû au maniement normal et lorsque la pale est

heurtée accidentellement par d'autres objets.

La figure 6 représente la forme générale d'un profil

aérodynamique de la série NACA 16, un profil qui est large-

ment utilisé pour les pales d'hélices d'avions-navettes d' 16 aujourd'hui, propulsés par turbo-moteurs L'on peut voir que les formes de profils aérodynamiques caractérisant la

pale de la présente invention peuvent être facilement dis-

tinguées de la forme des profils aérodynamiques de la série NACA 16 Il est d'abord à noter que le profil aérodynamique de la série NACA 16 comporte un intrados concave le long dg la longueur entière de la corde de la pale tandis que les profils aérodynamiques de la pale de la présente invention comportent la partie convexe s'étendant au moins le long des 10 à 15 % avant de l'intrados de la pale L'on peut aussi voir que les profils aérodynamiques de la série NACA 16 ont une partie de bord avant relativement aiguë tandis que les formes des profils aérodynamiques' de la pale selon; la présente invention, et particulièrement les formes ayant un rapport d'épaisseur plus grand que 0, 06 ont des parties

de bord avant obtuses et aussi des bords arrières relative-

ment obtus pour obtenir des nombres de Mach critiques plus-élevés à ces parties avant et une récupération de

pression plus favorable aux parties arrière des pales.

La meilleure performance du profil aérodynamique de la présente invention (H Sl) est comparée sur les figures 7

et 8 avec la performance du profil aérodynamique conven-

tionnel selon les séries NACA 16.

Tel que représenté sur la figure 7, lorsque l'angle d'attaque est élevé, le nez aigu du profil aérodynamique de la série NACA 16 produit une onde au bord avant causant

une forte séparation de la couche limite le long de l'ex-

trados de la pale, le profil aérodynamique de la présente

invention ayant un bord avant beaucoup plus obtus ne cau-

sant pas de nombres de Mach locaux aussi élevés et main-

tient, en conséquence,un gradient de pression plus modéré

qui permet à la couche limite de rester attachée à l'extra-

dos pour pratiquement tous les angles d'attaque normaux.

Il ressort des figures 7 et 8 qu'aux conditions de montée,

les deux profils aérodynamiques ont une performance rai-

sonnablement bonne, chacun opérant maintenant à son coeffi-t

cient de portance de calcul Cependant aux modes de fonc-

tionnement en croisière, les profils aérodynamiques opèrent à des coefficients de portance faibles et à des nombres de, 17 - Mach élevés Dans ce cas, le profil aérodynamique fortement cambré de la série NACA 16 est orienté avec le nez vers le bas par rapport à la vitesse relative de l'air, le nez aigu de ce profil aérodynamique produisant un choc au bord avant sur l'intrados du profil aérodynamique causant une augmen-j tation de l'épaisseur de la couche limite o une séparation

sur la partie avant de la pale, réduisant ainsi les rap-

ports de rendement (portance/trainée) de la pale De l'au-

tre côté, la partie avant plus obtuse et la partie avant protubérante de l'intrados du profil aérodynamique de la présente invention résultent en unnombre de Mach plus faiblq dans les conditions de fonctionnement en croisière sans provoquer de fortes ondes de choc et, en conséquence, il J y a pas d'augmentation de l'épaisseur de la couche limite causant la séparation de cette couche limite Tel que les I données suivantes l'indiquent, la pale aérodynamique de lai présente invention fait preuve d'une augmentation d'au moins 2 à 4 % du rendement au décollage et d'au moins 1 à

2 % du rendement en mode de fonctionnement en croisière.

Considérant maintenant les figures 9 à 12, chacune de ces figures représente une variation du coefficient de pression, Cp le long de la corde du profil aérodynamique,

x/c pour une forme aérodynamique représentative de la pré-

sente invention et un profil aérodynamique correspondant de la série NACA 16 Tel que représenté sur la figure 9, le profil aérodynamique de la série NACA 16 développe une trèo haute pointe de vitesse au bord avant lorsqu'il fonctionne au décollage avec de grandes angles d'attaque positifs (figure 9) et de grandes angles d'attaque négatifs exigés

en croisière (figure 12) à cause du bord avant relative-

ment aigu de ce profil aérodynamique L'expérience a mon-

tré qu'un nombre de Mach à la surface supérieure à 1, 3 -1,4 est souvent rencontré qui provoque très souvent une forte onde de choc résultant en une séparation de la couché limite et une performance non-efficace Donc, les nombres de Mach de 2,88 et 2,2 rencontrés selon les figures 9 et

12 par les profils aérodynamiques de la série NACA 16 cau-

sent très probablement une séparation de la couche limite et une faible performance de la pale aérodynamique De l' 18 - autre côté, il est noté que les pointes de vitesse à la surface de la pale aérodynamique de la présente invention sont beaucoup plus faibles, seulement le nombre de Mach à la surface de la pale lors du décollage excédant le nombre Mach désiré d'environ 1,3 à 1,4 Cependant, la récupération

graduelle de la pression sur la partie arrière de l'extra-

dos du profil aérodynamique indiquée par les parties supé-

rieures droite des courbes des figures 9 à 12 montre que la séparation du courant est probablement minimisée malgré le nombre de Mach à la surface de 1,76 lors des conditions

de décollage pour la pale H 51.

Les figures 13 et 14 sont des représentations graphie

ques de données obtenues par des essais dans le tunnel aé-

rodynamique et représentent la relation entre les coeffi-

cients de portance et-de traînée pour différents nombres

de Mach et différents angles d'attaque pour le profil aéro-

dynamique 606 de la pale selon la présente invention Tel que représenté sur la figure 13, parce qu'il n'y a pas de pertes abruptes de portance ou d'augmentationsgraduellesde traînée à proximité de la portance maximale, il n'y a aucune indication d'une séparation causée par une onde de choc pour le profil aérodynamique 606 de la présente invention malgré lé nombre de Mach local relativement élevé lors des

conditions de décollage Les figures 15 et 16 sont des re-

présentations graphiques obtenues par des essais dans le

tunnel aérodynamique et représentant des relations sembla-

bles entre les coefficients de portance et de traînée en

fonction des angles d'attaque pour les profils aérodynami-

ques de la série NACA 16 dont les coefficients de pression

sont représentés sur les figures 9 à 12.

Les figures 17 à 18 représentent une comparaison de

données reprises des figures 13 à 1 t La figure 17 repré-

sente clairement que pour une condition de décollage le profil aérodynamique de la présente invention fait preuve

d'une augmentation de 20 % du coefficient de portance maxi-

mal et la figure 18 montre que le profil aérodynamique de la présente invention fait preuve d'une augmentation de 60 à 70 % du rapport portance/traînée en croisière et d'une augmentation de 40 à 60 % du rapport portance/traînée en 19 - montée par rapport au profil aérodynamique des séries NACA 16. Des hélices d'essai, une première avec quatre pales ayant des profils aérodynamiques selon la nrésente inven-

tion et une seconde avec quatre pales ayant des profils se-

lon les séries NACA 16, étaient mises à l'essai dans le

tunnel d'essai subsonique de UNITED TECHNOLOGIES CORPORA-

TION à East Hartford, CONNECTICUT Les deux modèles avai-

ent un diamètre d'environ 1 m A l'exception du profil

aérodynamique et d'une petite différence du degré de cam-

brure, les deux modèles étaient géométriquement identiques et consistaienten aluminium massif, ils avaient la même

forme en projection horizontale, le même rapport d'épais-

seur et la même répartition de vrillage, avec un facteur d'activité de 91 Les coefficients de portance intégrés

de calcul des pales étaient légèrement ajustés pour compen-

ser pour les degrés de cambrure effectifs plus élevés de la pale aérodynamique de la présente invention Les hélices d'essais étaient mises à l'essai dans des gorges de 26 et

59 m de diamètre du tunnel aérodynamique mentionné ci-avant.

La mise à l'essai dans ces deux gorges permettait d'obtenir des résultats d'essais pour des conditions allant d'un nombre de Mach de 0,03 jusqu'à et y compris des nombres de Mach de 0,6 pour des angles d'attaque des pales de -20 à

+ 810 pour des vitesses de l'hélice dans la gamme de fonc-

tionnement normal.

Les figures 19 et 20 représentent une partie des ré-

sultats d'essais obtenus dans le tunnel aérodynamique et montrerit clairement que pour une vitesse de croisière égale à Mach 0,4 la performance de la pale aérodynamique de la présente invention est considérablement supérieure à celle de la pale selon les séries de NACA 16, tel que représenté

par la largeur des régions à haute performance sur ces re-

présentations graphiques.

La figure 21 représente une comparaison des deux hélices pour des faibles vitesses de vol jusqu'à Mach 0,10 eriviron Cette représentation graphique est un fusionnement des diahranunes de rendement dérivé des résultats d'essais obtenus dans ie tunnel aérodynamique pour des nombres de - Mach de 0,03 à 0,10 Une étude de cette représentation montre qu'avec une augmentation du coefficient de puissance,

les pales aérodynamiques de la présente invention devien-

nent progressivement plus efficaces que les pales d'hélice connues selon les séries NACA 16 Par exemple, l'on trouve que pour un coefficient de puissance de 0,10 les pales aérodynamiques de la présente invention font preuve d'une augmentation de 1 % du rendement en comparaison aux pales

aérodynamiques selon les séries NACA 16, mais pour un co-

efficient de puissance de 0,25 et un nombre de Mach de 1 '

ordre d'environ 0,06 à 0,10, la pale de la présente inven-

tion fait preuve d'une augmentation de 6 % du rendement.

Sur la base de ces et différents autres résultats d',

essais, l'hélice avec les pales aérodynamiques de la pré-

sente invention se révelait d'être plus efficace que l'hé-

lice selon les pales selon les séries NACA 16 sur une large gamme des nombres de Mach, des rapports d'avance et des

coefficients de puissance représentatifs pour les condi-

tions de fonctionnement d'hélices utilisées pour la propul-

sion d' avions-navettes.

21 -

Claims (10)

REVENDICATIONS:

1 Pale aérodynamique comportant essentiellement le long de sa longueur complète un profil aérodynamique ayant en coupe transversale une partie de bord avant ( 10) obtuse et généralement parabolique se prolongeant en un intrados ( 15) ayant une partie avant convexe ( 20) se prolongeant de sa part en une partie arrière ( 25), la partie de bord avant

se prolongeant aussi en un extrados convexe ( 30), l'intra-

dos et l'extrados se joignant en un bord arrière obtus ( 35).

2 Pale aérodynamique selon la revendication 1, carac-

térisée en ce que pour des rapports d'épaisseur inférieurs

à approximativement 0,15 la partie arrière ( 25) de l'intra-

dos ( 15) est concave et la partie avant convexe ( 20) de 1 '

intrados ( 15) est protubérante par rapport à l'intrados.

3 Pale aérodynamique selon la revendication 1, ca-

ractérisée en ce que la partie avant convexe ( 20) de l'in-

trados ( 15) se prolonge en la partie arrière ( 25) en une

distance du bord avant du profil aérodynamique d'approxima-

tivement 10 à 15 % de la longueur de corde du profil aéro-

dynamique.

4 Pale aérodynamique selon une des revendications 1

à 3, caractérisée en ce qu'elle a un profil aérodynamique

tel que représenté sur la figure 3.

5 Pale aérodynamique selon une des revendications 1

à 4, caractérisée en ce que le profil aérodynamique est dé-

fini par les coordonnées du tableau I.

6 Pale aérodynamique selon une des revendications 1

à 5, caractérisée en ce que le profil aérodynamique est

défini par les coordonnées du tableau II.

7 Pale aérodynamique selon une des revendications

1 à 6, caractérisée en ce que le profil aérodynamique est

défini par les coordonnées du tableau III.

8 Pale aérodynamique selon une des revendications 1

à 7, caractérisée en ce que le profil aérodynamique est

défini par les coordonnées du tableau IV.

9 Pale aérodynamique selon une des revendications 1

à 8, caractérisée en ce que le profil aérodynamique est défini par les coordonnées du tableau V.

Pale aérodynamique selon une des revendications 1

22 -

à 9, caractérisée en ce que le profil aérodynamique est dé-

fini par les coordonnées du tableau VI.