RU2752502C1 - Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к области средних и комлевых сечений лопастей несущих и рулевых винтов летательного аппарата. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата содержит контуры верхней и нижней поверхности. Толщина профиля определяется в процентах отношением максимальной толщины профиля к хорде и составляет от 8 до 20%. Координаты выпуклых кривых отсчитывают от средней линии профиля, при этом верхнюю координату добавляют, а нижнюю вычитают. Координаты определены следующими отношениями, которые рассчитаны для толщины 10.5%. Изобретение направлено на улучшение эксплуатационных характеристик профиля на больших высотах полета в условиях пониженного давления. 2 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

Description

Изобретение относится к области авиации, в частности к профилю для средних и комлевых сечений лопастей несущих и рулевых винтов летательного аппарата. Аэродинамический профиль НЦВ-1 несущего элемента летательного аппарата содержит контуры верхней и нижней поверхности. Толщина профиля определяется в процентах отношением максимальной толщины профиля к хорде и составляет от 8 до 20%.

Известен профиль NACA-23012 (4.3 книги "Вертолеты. Расчет и проектирование". - М.: Машиностроение, 1966), контур которого образован наложением гладкого контура симметричного профиля NACA-0012, описываемого дробно-степенным полиномом, на среднюю линию (по нормали к ней), составленную из носовой части - кубической параболы и хвостовой прямолинейной части, состыкованных без излома и разрыва кривизны контура (NACA Report, N 824, 1945, с. 101, 146). Полученная таким образом форма контура профиля-прототипа определяет его аэродинамические характеристики при обтекании воздушным потоком.

Известен аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата (патент RU 2098321, В64С 11/18, публ. 10.12.1997 г. ), предназначенный для средних сечений лопастей несущих и рулевых винтов, при этом верхняя часть контура профиля имеет передний выпускной участок с плавно и монотонно возрастающим /от передней кромки к средней части профиля/ радиусом кривизны и задний вогнутый участок с монотонно убывающим по мере приближения к задней кромке радиусом кривизны, причем эти два участка состыкованы без разрыва кривизны контура примерно на 80% хорды профиля. Радиус скругления верхней части передней кромки профиля составляет 2,3-2,8% его хорды, в диапазоне X=0,33 В - 0,37 В величина Y_B достигает своего максимального значения Y_Bmax=0,0850 В - 0,086 В. Профиль может быть снабжен специальной хвостовой пластиной, установленной на его задней кромке, ее длина и угол установки относительно хорды определяется требуемыми моментами характеристиками профиля. Возможны варианты относительной толщины профиля за счет его пропорционального растяжения /сжатия/ по нормали к хорде, при этом коэффициенты пропорциональности для верхней и нижней поверхностей могут быть различны.

Известна лопасть винта, наиболее близкая к заявляемому техническому решению (патент RU 2123453, В64С 11/16, публ. 12.20.1998 г.), которая выполнена с сечением в виде аэродинамического профиля, который имеет хорду длиной В. Передняя кромка профиля скруглена, задняя кромка заострена или затуплена. Кромки расположены на концах хорды профиля и соединены между собой гладкими линиями верхней и нижней частей контура профиля. Передняя кромка профиля лопасти имеет радиус скругления верхней части контура. Радиус находится в диапазоне 0,017В - 0, 023В. Передняя кромка профиля лопасти имеет также радиус скругления нижней части контура. Радиус находится в диапазоне 0,006В - 0,0085В. Максимальная относительная толщина профиля находится в диапазоне 0,105-0,109 и расположена на расстоянии X=0,33В - 0,38В от передней кромки профиля вдоль его хорды. Отнесенные к длине хорды профиля ординаты точек верхней и нижней частей контура расположены на относительных расстояниях Х/В от передней кромки профиля вдоль его хорды.

Выполнение лопасти винта с сечением в виде описанного выше аэродинамического профиля позволяет увеличить несущую способность и уменьшить величину лобового сопротивления в диапазоне чисел М=0,2-0,8 и 0,15<C_Y<C_Ymax.

Необходимо отметить, что в ходе эксплуатации лопасти, выполненной с применением профиля по патенту RU 2123453 были обнаружены недостатки. Недостатки сводятся к наличию в хвостовой части профиля пластины. В ходе эксплуатации пластина деформируется. Из-за деформированной пластины изменяются характеристики обтекания профиля лопасти. Это приводит к изменению нагрузок в системе управления, как правило к увеличению, что может критично сказаться на безопасности эксплуатации всего ЛА.

Техническая проблема, решаемая данным изобретением состоит в избавлении от пластины в задней части профиля и не ухудшении основных аэродинамических характеристик (а-г) профиля для средних сечений лопастей винтов винтокрылых летательных аппаратов, а также состоит в разработке контура аэродинамического профиля с приемлемой несущей способностью и величиной лобового сопротивления (по сравнению с известными профилями для средних сечений лопастей несущих винтов) в диапазоне чисел М=0,3-0,8 и CY>0,15, имеющего относительно малые величины коэффициента момента Сmо и более стабильное положение аэродинамического фокуса профиля на основных режимах обтекания в рабочем диапазоне чисел М; а также в возможности отказа от пластины в хвостовой части профиля, что исключает возможность деформации лопасти и повышает надежность на всех режимах полета.

Техническим результатом данного изобретения является получение хороших эксплуатационных характеристик профиля: повышенной тягой на больших высотах полета, эксплуатации в условиях пониженного давления и повышенных температур.

Технический результат достигается за счет того, что в аэродинамическом профиле лопасти несущего винта летательного аппарата, включающем верхний и нижний контуры, образованные выпуклыми кривыми и точками их пересечений с заданными координатами относительно хорды профиля, в соответствии с заявляемым изобретением, - координаты выпуклых кривых отсчитывают от средней линии профиля, при этом верхнюю координату добавляют, а нижнюю вычитают, координаты определены следующими отношениями, которые рассчитаны для толщины 10.5% и приведены в таблице 1, где

X/b - отношение координат точек контуров по оси X к длине хорды профиля,

Ycp/b - отношение координат точек средней линии по оси Y к длине хорды профиля,

Yконтур/b - отношение координат точек верхнего и нижнего контуров по оси Y к длине хорды профиля,

параметр по оси X вычисляют по формуле [1]:

[1] Х=Х/b*b/100, где

X - координата профиля по оси X, м,

b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м,

верхний контур вычисляют по формуле [2]:

где

Yверх - координата верхней линии профиля, м,

b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м,

- относительная толщина, %.

нижний контур вычисляется по формуле [3]:

где

Yниж - координата нижней линии профиля, м;

- относительная толщина. %.

b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м.

Кроме того, аэродинамический профиль лопасти профиль относится к комлевым или средним сечениям лопасти.

При этом толщина аэродинамического профиля определяется в процентах отношением максимальной толщины профиля к длине хорды и составляет от 8 до 20%.

Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата, спроектированный в соответствии с сущностью данного изобретения, имеет по сравнению с известными профилями для лопастей винтов вертолетов значительные преимущества в основных аэродинамических характеристиках. Применение разработанного аэродинамического профиля также позволяет отказаться от пластины в хвостовой части профиля, что исключает возможность деформации лопасти и повышает надежность на всех режимах полета.

Изобретение поясняется чертежами:

фиг. 1 График зависимости угла атаки от числа Маха для начала и конца среднего участка;

фиг. 2 График зависимости максимальной подъемной силы от числа Маха;

фиг. 3 График зависимости максимального качества от числа Маха,

фиг. 4 График зависимости максимального сопротивления профиля от числа Маха.

Для перспективных вертолетов наиболее важными представляются следующие аэродинамические характеристики профилей средних сечений лопастей их винтов:

а) величина коэффициента максимальной подъемной силы профиля CYmax при

характерных значениях чисел Маха М = 0,3 - 0,8,

б) диапазоны значений коэффициентов подъемной силы профиля CY < CYmax, при которых обеспечиваются малые значения коэффициента сопротивления Схр при М < 0,8,

в) значения максимального аэродинамического качества Kmax = max(CY/Cxp) в диапазоне чисел М=0,5-0,8,

г) величина коэффициента момента профиля при нулевой подъемной силе Cmo и положение его аэродинамического фокуса Xf в эксплуатационном диапазоне чисел М, М=V/a,

где V - местная скорость воздушного потока, обтекающего лопасть по нормали к ее оси;

а - скорость звука в воздухе при заданных условиях полета.

Аэродинамические характеристики профилей в соответствии с пунктами (а-г) оказывают существенное влияние на максимальную несущую способность винта, потребляемую им мощность на различных режимах полета (включая режим висения), уровень нагрузок в системе управления и устойчивость движения лопастей при работе несущего винта.

Предлагаемый аэродинамический профиль лопасти несущего винта летательного аппарата относится к комлевым и средним сечениям и включает верхний и нижний контуры, образованные выпуклыми кривыми и точками их пересечений с заданными координатами относительно хорды профиля. Координаты выпуклых кривых отсчитываются от средней линии профиля: верхняя добавляется, нижняя вычитается.

Координаты определены следующими отношениями:

Х/b - отношение координат точек контуров по оси X к хорде профиля;

Ycp/b - отношение координат точек средней линии по оси Y к хорде профиля;

Yконтур/b - отношение координат точек верхнего и нижнего контуров по оси Y к хорде профиля;

Значения данных координат для толщины 10.5% приведены в таблице 1.

Параметр по оси X вычисляется по формуле [1]

[1] Х=Х/b*b/100, где

X - координата профиля по оси X, м;

b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м.

Верхний контур вычисляется по формуле [2]:

где

Yвepx - координата верхней линии профиля, м,

b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м,

- относительная толщина, %,

нижний контур вычисляется по формуле [3]:

где

Yниж - координата нижней линии профиля, м;

- относительная толщина, %,

b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м.

Получение профилей, относительная толщина которых находится в промежутке от 8 до 20%, осуществляется путем умножения ординат, приведенных в таблице на отношение относительной толщины желаемого профиля.

Результаты теоретических исследований были проверены расчетным путем в пакете программ вычислительной аэродинамики (CFD) и проиллюстрированы на графиках (фиг. 1-4).

На фиг. 1 показана зависимость угла атаки α от числа Маха для начала и конца среднего участка. Значение r лежит в диапазоне от 0.5 до 0.9, где r - относительный радиус лопасти.

Результаты теоретических исследований показали, что лопасть с профилем НЦВ-1 будет работать на среднем участке в диапазоне чисел маха от 0.1 до 0.8 [фиг. 1].

На фиг. 2 показана зависимость максимальной подъемной силы Суmах от числа Маха.

Расчеты в пакете программ вычислительной аэродинамики (CFD) показали, что профиль НЦВ-1 превосходит профиль NACA23012 по максимальной подъемной силе в среднем на 5% при числе Маха от 0.4 до 0.7 [фиг.2].

На фиг. 4 показана зависимость минимального сопротивления Cxmin от числа Маха.

Минимальное сопротивление профиля НЦВ-1 соответствует до Маха~0.75 минимальному сопротивлению NACA23012 [фиг. 4].

Таким образом, аэродинамический профиль лопасти винта, спроектированный в соответствии с сущностью данного изобретения, имеет по сравнению с известными профилями для лопастей винтов вертолетов значительные преимущества в основных аэродинамических характеристиках, определяющих характеристики винтов на различных режимах полета винтокрылого летательного аппарата, а также повышенной тягой на больших высотах полета, эксплуатации в условиях пониженного давления и повышенных температур.

Применение разработанного аэродинамического профиля также позволяет отказаться от пластины в хвостовой части профиля, что исключает возможность деформации лопасти и повышает надежность на всех режимах полета.

Claims (20)

1. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата, включающий верхний и нижний контуры, образованные выпуклыми кривыми и точками их пересечений с заданными координатами относительно хорды профиля, отличающийся тем, что координаты выпуклых кривых отсчитывают от средней линии профиля, при этом верхнюю координату добавляют, а нижнюю вычитают, координаты определены следующими отношениями, которые рассчитаны для толщины 10.5% и приведены в таблице 1, где

Х/b - отношение координат точек контуров по оси X к длине хорды профиля,

Ycp/b - отношение координат точек средней линии по оси Y к длине хорды профиля,

Yконтур/b - отношение координат точек верхнего и нижнего контуров по оси Y к длине хорды профиля, параметр по оси X вычисляют по формуле [1]:

где

X - координата профиля по оси X, м,

b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м, верхний контур вычисляют по формуле [2]:

где

Yверх - координата верхней линии профиля, м,

b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м,

- относительная толщина, %,

нижний контур вычисляется по формуле [3]:

где

Yниж - координата нижней линии профиля, м;

- относительная толщина, %,

b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м.

2. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что профиль относится к комлевым или средним сечениям лопасти.

3. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что толщина профиля определяется в процентах отношением максимальной толщины профиля к длине хорды и составляет от 8 до 20%.

Images