RU2808522C1 - Aerodynamic profile of aircraft lifting element - Google Patents
Aerodynamic profile of aircraft lifting element Download PDFInfo
- Publication number
- RU2808522C1 RU2808522C1 RU2023121122A RU2023121122A RU2808522C1 RU 2808522 C1 RU2808522 C1 RU 2808522C1 RU 2023121122 A RU2023121122 A RU 2023121122A RU 2023121122 A RU2023121122 A RU 2023121122A RU 2808522 C1 RU2808522 C1 RU 2808522C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- profile
- relative
- points
- chord
- aerodynamic
- Prior art date
Links
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- UJCHIZDEQZMODR-BYPYZUCNSA-N (2r)-2-acetamido-3-sulfanylpropanamide Chemical compound CC(=O)N[C@@H](CS)C(N)=O UJCHIZDEQZMODR-BYPYZUCNSA-N 0.000 description 2
- 241001669680 Dormitator maculatus Species 0.000 description 2
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 239000013256 coordination polymer Substances 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 101000972796 Homo sapiens NF-kappa-B-activating protein Proteins 0.000 description 1
- 102100022580 NF-kappa-B-activating protein Human genes 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
Abstract
Description
Область техники, к которой относится изобретениеField of technology to which the invention relates
Изобретение относится к области авиастроения, в частности к аэродинамическому профилю для концевых и средних сечений лопастей несущего винта и рулевого винта вертолетов или других видов летательных аппаратов.The invention relates to the field of aircraft construction, in particular to an aerodynamic profile for the end and middle sections of the main rotor blades and tail rotor of helicopters or other types of aircraft.
Аэродинамический профиль НЦВ-3 несущего элемента летательного аппарата, как и другие известные профили аналогичного назначения, состоит из контуров верхней и нижней поверхности, описываемых набором их геометрических координат.The NCV-3 aerodynamic profile of the aircraft's load-bearing element, like other known profiles for similar purposes, consists of the contours of the upper and lower surfaces, described by a set of their geometric coordinates.
От геометрии верхней и нижней поверхности аэродинамического профиля, т.е. от формы контура, зависит характер его обтекания, т.е. распределение давления и скорости воздуха по этим поверхностям и, соответственно, распределение аэродинамических сил и моментов, возникающих на профиле при его обтекании. Таким образом, форма контура профиля определяет его аэродинамические характеристики при обтекании воздушным потоком.From the geometry of the upper and lower surfaces of the airfoil, i.e. the shape of the contour determines the nature of its flow, i.e. the distribution of pressure and air speed over these surfaces and, accordingly, the distribution of aerodynamic forces and moments arising on the airfoil as it flows around it. Thus, the shape of the profile contour determines its aerodynamic characteristics when flowing around with air flow.
Основные аэродинамические характеристики профилей, а именно коэффициент максимальной подъемной силы, коэффициент минимального лобового сопротивления, величина максимального аэродинамического качества, коэффициент момента тангажа при нулевой подъемной силе, положение аэродинамического фокуса, оказывают существенное влияние на максимальную несущую способность винта, на потребляемую им мощность на различных режимах полета, на уровень нагрузок в системе управления и устойчивость движения лопастей при работе винта.The main aerodynamic characteristics of airfoils, namely the coefficient of maximum lift force, the coefficient of minimum drag, the value of the maximum lift-to-drag ratio, the pitching moment coefficient at zero lift, the position of the aerodynamic focus, have a significant impact on the maximum load-bearing capacity of the propeller and on its power consumption in various modes flight, on the level of loads in the control system and the stability of the movement of the blades during propeller operation.
Уровень техникиState of the art
Известны аэродинамические профили лопастей несущего винта винтокрылых летательных аппаратов (CN 106314791 А, В64С 27/467, публ. 11.01.2017) с максимальной относительной толщиной 8%, 9%, 12%. Эти профили имеют модифицированную среднюю линию, вогнутость которой обеспечивает увеличение ламинарного участка обтекания профиля, что позволяет уменьшить аэродинамическое сопротивление.The aerodynamic profiles of the main rotor blades of rotary-wing aircraft are known (CN 106314791 A, B64C 27/467, published 01/11/2017) with a maximum relative thickness of 8%, 9%, 12%. These profiles have a modified centerline, the concavity of which provides an increase in the laminar section of the flow around the profile, which makes it possible to reduce aerodynamic drag.
Известен аэродинамический профиль средней части лопасти несущего винта вертолета (KR 20090069064 A, В64С 27/467; В64С 27/54, публ. 29.06.2009), состоящий из выпуклых нижней и верхней поверхностей, соединяющих переднюю и заднюю кромку профиля. Геометрическая форма этого аэродинамического профиля обеспечивает высокий коэффициент подъемной силы и угол атаки сечения лопасти при срыве потока, благодаря чему достигаются преимущества повышения маневренности вертолета, увеличения скорости полета и допустимой тяги лопасти.An aerodynamic profile of the middle part of a helicopter main rotor blade is known (KR 20090069064 A, B64C 27/467; B64C 27/54, published 06/29/2009), consisting of convex lower and upper surfaces connecting the leading and trailing edges of the profile. The geometric shape of this airfoil provides a high lift coefficient and angle of attack of the blade section during stall, thereby achieving the benefits of increased helicopter maneuverability, increased flight speed and permissible blade thrust.
Известна лопасть вертолета (JP 2001239997 А, В64С 11/18; В64С 27/467, публ. 04.09.2001), которая содержит аэродинамический профиль с большим радиусом скругления передней кромки, большой кривизной средней линии, плоской формой верхней и нижней поверхности центральной части поверхности профиля. Геометрия этого профиля обеспечивает низкий коэффициент момента тангажа, высокий коэффициент максимальной подъемной силы, высокое критическое число Маха, что позволяет снизить нагрузки на конструкцию, повысить скорость полета и увеличить полезную нагрузку.A helicopter blade is known (JP 2001239997 A, B64C 11/18; B64C 27/467, published 04.09.2001), which contains an airfoil with a large radius of rounding of the leading edge, a large curvature of the center line, a flat shape of the upper and lower surfaces of the central part of the surface profile. The geometry of this profile provides a low pitch moment coefficient, a high maximum lift coefficient, and a high critical Mach number, which reduces structural loads, increases flight speed and increases payload.
Упомянутые аэродинамические профили не обеспечивают оптимального сочетания аэродинамических характеристик и имеют конкретное применение в модельном ряду летательных аппаратов для решения определенного ограниченного круга задач.The mentioned aerodynamic profiles do not provide an optimal combination of aerodynamic characteristics and have a specific application in the model range of aircraft to solve a certain limited range of problems.
Известны принятые за прототип несимметричные профили серии NACA230XX с пятизначным цифровым обозначением, где последние две цифры XX - максимальная относительная толщина профиля в процентах его хорды (см., например, NACA Report No. 586, 1937, стр. 236; Кравец А.С., Характеристики авиационных профилей, М.-Л.: Оборонгиз, 1939, стр. 206-217; Ушаков Б.А. и др., Атлас аэродинамических характеристик профилей крыльев, М: БИТ НКАП при ЦАГИ, 1940, стр. 165-196; NACA Report No. 824, 1945, стр. 101, 146-150). Эти профили широко применяются в конструкции лопастей вертолетов.The asymmetrical profiles of the NACA230XX series with a five-digit digital designation, accepted as a prototype, are known, where the last two digits XX are the maximum relative thickness of the profile as a percentage of its chord (see, for example, NACA Report No. 586, 1937, p. 236; Kravets A.S. , Characteristics of aviation profiles, M.-L.: Oborongiz, 1939, pp. 206-217; Ushakov B.A. et al., Atlas of aerodynamic characteristics of wing profiles, M: BIT NKAP at TsAGI, 1940, pp. 165-196 ; NACA Report No. 824, 1945, pp. 101, 146-150). These profiles are widely used in the design of helicopter blades.
Аэродинамические профили серии NACA230XX имеют вытянутую каплеобразную форму со скругленной передней кромкой, заостренной или затупленной задней кромкой, соединенных между собой участками контуров верхней и нижней поверхностей профиля. Контуры этих профилей образованы непрерывными гладкими линиями с плавно меняющейся кривизной посредством наложения контуров симметричных профилей (соответствующей толщины) на среднюю линию (по нормали к ней) неизменную для всей серии профилей. Максимальная относительная толщина серии профилей расположена на 30% длины хорды профиля, а средняя линия имеет максимальную относительную вогнутость 2% (по осевой дуге) и расположена на 15% длины хорды профиля. Полученная таким образом форма контура профиля-прототипа NACA23012 определяет его аэродинамические характеристики при обтекании воздушным потоком.Aerodynamic profiles of the NACA230XX series have an elongated teardrop shape with a rounded leading edge, a pointed or blunt trailing edge, connected by sections of the contours of the upper and lower surfaces of the profile. The contours of these profiles are formed by continuous smooth lines with smoothly varying curvature by superimposing the contours of symmetrical profiles (of appropriate thickness) on the middle line (normal to it) that is unchanged for the entire series of profiles. The maximum relative thickness of a series of profiles is located at 30% of the profile chord length, and the center line has a maximum relative concavity of 2% (along the axial arc) and is located at 15% of the profile chord length. The contour shape of the prototype NACA23012 profile thus obtained determines its aerodynamic characteristics when flowing around with air flow.
Недостатками профиля NACA23012 являются:The disadvantages of the NACA23012 profile are:
- сравнительно малые значения коэффициента максимальной подъемной силы профиля в диапазоне числа Маха от 0,3 до 0,6;- relatively small values of the coefficient of maximum airfoil lift in the Mach number range from 0.3 to 0.6;
- сравнительно высокие величины коэффициента минимального лобового сопротивления профиля в диапазоне числа Маха от 0,3 до 0,76;- relatively high values of the minimum drag coefficient of the profile in the Mach number range from 0.3 to 0.76;
- сравнительно малые значения аэродинамического качества в диапазоне числа Маха от 0,3 до 0,9;- relatively low values of aerodynamic quality in the Mach number range from 0.3 to 0.9;
- сравнительно высокие величины коэффициента момента тангажа при нулевой подъемной силе Cm0 в диапазоне числа Маха от 0,3 до 0,65.- relatively high values of the pitch moment coefficient at zero lift C m0 in the Mach number range from 0.3 to 0.65.
Раскрытие сущности изобретенияDisclosure of the invention
Техническая проблема, решаемая изобретением, состоит в разработке геометрии верхней и нижней поверхности контуров аэродинамического профиля НЦВ-3 несущего элемента летательного аппарата (далее - профиля) для концевых и средних сечений лопасти, который:The technical problem solved by the invention is to develop the geometry of the upper and lower surfaces of the NCV-3 aerodynamic profile contours of the aircraft's load-bearing element (hereinafter referred to as the profile) for the end and middle sections of the blade, which:
- имеет большие величины коэффициента максимальный подъемной силы Суа max в диапазоне чисел Маха от 0,3 до 0,6 по сравнению с прототипом;- has large values of the maximum lift coefficient Суа max in the Mach number range from 0.3 to 0.6 compared to the prototype;
- имеет меньшие величины коэффициента минимального лобового сопротивления Сха min в диапазоне чисел Маха от 0,3 до 0,76 по сравнению с прототипом;- has lower values of the minimum drag coefficient C xa min in the Mach number range from 0.3 to 0.76 compared to the prototype;
- имеет бóльшие величины максимального аэродинамического качества Kmax в диапазоне чисел Маха от 0,3 до 0,9 по сравнению с прототипом;- has larger values of the maximum aerodynamic quality K max in the range of Mach numbers from 0.3 to 0.9 compared to the prototype;
- имеет меньшие величины коэффициента момента тангажа при нулевой подъемной силе Cm0 в диапазоне числа Маха от 0,3 до 0,65 по сравнению с прототипом;- has lower values of the pitch moment coefficient at zero lift C m0 in the Mach number range from 0.3 to 0.65 compared to the prototype;
- имеет более заднее положение аэродинамического фокуса в диапазоне чисел Маха от 0,3 до 0,8 по сравнению с прототипом.- has a more rearward aerodynamic focus position in the range of Mach numbers from 0.3 to 0.8 compared to the prototype.
Указанные аэродинамические характеристики профилей оказывают основное влияние на потребляемую несущими и рулевыми винтами мощность, на уровень нагрузок на элементы конструкции в забустерной части управления, на максимальную несущую способность, коэффициент полезного действия и параметры движения лопастей несущего винта, рулевого винта и других несущих поверхностей летательного аппарата.The indicated aerodynamic characteristics of the profiles have a major impact on the power consumed by the main and tail rotors, on the level of loads on the structural elements in the booster control part, on the maximum load-bearing capacity, efficiency and movement parameters of the main rotor blades, tail rotor and other load-bearing surfaces of the aircraft.
Технический результат применения изобретения заключается в улучшении основных аэродинамических характеристик профилей для концевых и средних сечений лопастей несущего или рулевого винтов за счет применения разработанного контура профиля, обеспечивающего максимально возможное качество лопасти и винта в целом, как на режимах висения, так и в поступательном полете, приемлемый низкий уровень переменных и постоянных нагрузок в несущей системе, а также аэроупругую устойчивость в широком диапазоне скоростей полета.The technical result of the application of the invention is to improve the basic aerodynamic characteristics of the profiles for the end and middle sections of the main or tail rotor blades through the use of a developed profile contour that ensures the highest possible quality of the blade and the rotor as a whole, both in hovering modes and in forward flight, acceptable low level of variable and constant loads in the load-bearing system, as well as aeroelastic stability in a wide range of flight speeds.
Для достижения технического результата предлагается аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата, включающий верхний и нижний контуры, образованные выпуклыми кривыми и точками их пересечений с заданными координатами относительно хорды профиля, имеющий скругленную переднюю кромку, причем относительные координаты линий контура , профиля, расположенные от передней кромки на относительных расстояниях для заданной длины хорды и максимальной относительной толщины профиля определяются соотношениями (1), (2):To achieve a technical result, an aerodynamic profile of the aircraft's load-bearing element is proposed, including upper and lower contours formed by convex curves and their intersection points with given coordinates relative to the profile chord, having a rounded leading edge, and the relative coordinates of the contour lines , profiles located from the leading edge at relative distances for a given chord length and maximum relative profile thickness are determined by relations (1), (2):
где:Where:
- относительная абсцисса точек контуров профиля, %; - relative abscissa of profile contour points, %;
- относительная ордината точек верхней линии контура профиля, %; - relative ordinate of the points of the upper line of the profile contour, %;
- относительная ордината точек нижней линии контура профиля, %; - relative ordinate of the points of the bottom line of the profile contour, %;
- относительная ордината точек средней линии профиля, %; - relative ordinate of the profile centerline points, %;
- относительная ордината точек симметричной составляющей верхнего и нижнего контуров профиля, %; - relative ordinate of the points of the symmetrical component of the upper and lower contours of the profile, %;
- максимальная относительная толщина профиля, %; - maximum relative profile thickness, %;
CMAX - максимальная толщина профиля, м;C MAX - maximum profile thickness, m;
X - абсцисса точек профиля, м;X - abscissa of profile points, m;
YB - ордината точек верхней линии контура профиля, м;Y B - ordinate of points of the upper line of the profile contour, m;
YH - ордината точек нижней линии контура профиля, м;Y H - ordinate of points of the bottom line of the profile contour, m;
В - длина хорды профиля, м,B - profile chord length, m,
при этом значения отнесенных к длине хорды В профиля ординат расположенных от передней кромки на расстояниях определяющих диапазон ординат для максимальной относительной толщины профиля приведены ниже:in this case, the values of the ordinates related to the length of the chord B of the profile located from the leading edge at distances defining the range of ordinates for maximum relative profile thickness are given below:
Кроме того, максимальная относительная толщина профиля составляет от 8 до 15%.In addition, the maximum relative profile thickness ranges from 8 to 15%.
При этом аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата может иметь заостренную, затупленную или скругленную заднюю кромку.In this case, the aerodynamic profile of the aircraft's load-bearing element may have a pointed, blunt or rounded trailing edge.
Кроме того, аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата допускает установку за задней кромкой профиля хвостовой пластины-триммера, имеющей в сечении форму прямоугольника или трапеции, в том числе криволинейной, длиной не более 15% хорды профиля без пластины, толщиной не более 1,5% хорды профиля, угол отгиба которой относительно хорды профиля находится в диапазоне от -5° до +10°.In addition, the aerodynamic profile of the aircraft's load-bearing element allows the installation behind the trailing edge of the profile of a tail trimmer plate having a cross-sectional shape of a rectangle or trapezoid, including a curved one, with a length of no more than 15% of the profile chord without a plate, and a thickness of no more than 1.5% profile chord, the bend angle of which relative to the profile chord is in the range from -5° to +10°.
Таким образом, достигается технический результат применения изобретения - улучшении основных аэродинамических характеристик профилей для концевых и средних сечений лопастей винтов за счет применения разработанного контура профиля, обеспечивающего максимально возможное качество лопасти и винта в целом, как на режимах висения, так и в поступательном полете, приемлемый низкий уровень переменных и постоянных нагрузок в несущей системе, а также аэроупругую устойчивость в широком диапазоне скоростей полета. Применение предлагаемого профиля позволяет повысить летно-технические и экономические характеристики, расширяет сферы применения и повышает конкурентоспособность летательного аппарата.Thus, the technical result of the application of the invention is achieved - improving the basic aerodynamic characteristics of profiles for the end and middle sections of propeller blades through the use of a developed profile contour, ensuring the highest possible quality of the blade and propeller as a whole, both in hovering modes and in forward flight, acceptable low level of variable and constant loads in the load-bearing system, as well as aeroelastic stability in a wide range of flight speeds. The use of the proposed profile makes it possible to improve the flight performance and economic characteristics, expand the scope of application and increase the competitiveness of the aircraft.
Краткое описание чертежейBrief description of drawings
Изобретение поясняется чертежами:The invention is illustrated by drawings:
Фиг. 1 - Вариант контура профиля и графики зависимостей геометрических характеристик профиля в процентах от длины хорды профиля для максимальной относительной толщины Fig. 1 - Variant of the profile contour and graphs of the geometric characteristics of the profile as a percentage of the length of the profile chord for the maximum relative thickness
Фиг. 2 - Графики зависимостей коэффициентов максимальной подъемной силы Cya max сравниваемых профилей от числа Маха.Fig. 2 - Graphs of the dependences of the maximum lift coefficients C ya max of the compared profiles on the Mach number.
Фиг. 3 - Графики зависимостей коэффициентов минимального лобового сопротивления Cxa min сравниваемых профилей от числа Маха.Fig. 3 - Graphs of the minimum drag coefficients C xa min of the compared profiles versus the Mach number.
Фиг. 4 - Графики зависимостей максимального аэродинамического качества Kmax сравниваемых профилей от числа Маха.Fig. 4 - Graphs of the dependences of the maximum aerodynamic quality K max of the compared profiles on the Mach number.
Фиг. 5 - Графики зависимостей коэффициентов момента тангажа, определенного относительно передней кромки профиля, Cm0 при нулевой подъемной силе сравниваемых профилей от числа Маха.Fig. 5 - Graphs of the dependences of the coefficients of the pitching moment, determined relative to the leading edge of the airfoil, C m0 at zero lift of the compared airfoils on the Mach number.
Фиг. 6 - Графики зависимостей относительных координат аэродинамического фокуса сравниваемых профилей от числа Маха.Fig. 6 - Graphs of the relative coordinates of the aerodynamic focus compared profiles on the Mach number.
Осуществление изобретенияCarrying out the invention
Предлагаемый профиль имеет скругленную переднюю кромку, заостренную, затупленную или скругленную заднюю кромку, соединенные между собой гладкими контурами верхней и нижней поверхностей профиля, передняя кромка выполнена с радиусом скругления, который плавно увеличивается вдоль хорды профиля длиной В так, что расстояние YB от хорды профиля по нормали к ней вверх до верхней части контура плавно возрастает от передней кромки профиля и в диапазоне координаты вдоль хорды X=0,25⋅В-0,35⋅В достигает своего максимального значения, верхняя часть контура плавно переходит из выпуклой в вогнутую. Передняя кромка нижней поверхности профиля выполнена скругленной с радиусом кривизны по нижней части контура. Расстояние YH от хорды профиля до его нижней поверхности плавно увеличивается от передней кромки и достигает своего максимального значения при X=0,3⋅В-0,45⋅В.The proposed profile has a rounded leading edge, a pointed, blunt or rounded trailing edge, interconnected by smooth contours of the upper and lower surfaces of the profile, the leading edge is made with a rounding radius that smoothly increases along the profile chord of length B so that the distance Y B from the profile chord normal to it up to the top of the contour gradually increases from the leading edge of the profile and in the coordinate range along the chord X = 0.25⋅B-0.35⋅B reaches its maximum value, the upper part of the contour smoothly passes from convex to concave. The front edge of the lower surface of the profile is made rounded with a radius of curvature along the lower part of the contour. The distance Y H from the profile chord to its lower surface gradually increases from the leading edge and reaches its maximum value at X = 0.3⋅B-0.45⋅B.
Предлагаемый профиль относится к концевым и средним сечениям лопасти 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.The proposed profile refers to the end and middle sections of the blade and includes the upper and lower contours formed by convex curves and their intersection points with given coordinates relative to the profile chord. The coordinates of convex curves are measured from the profile midline: the upper one is added, the lower one is subtracted.
Относительные координаты линий контура , профиля, расположенные от передней кромки на относительных расстояниях для заданной длины хорды и максимальной относительной толщины профиля определяются соотношениями (1), (2):Relative coordinates of contour lines , profiles located from the leading edge at relative distances for a given chord length and maximum relative profile thickness are determined by relations (1), (2):
где:Where:
- относительная абсцисса точек контуров профиля, %; - relative abscissa of profile contour points, %;
- относительная ордината точек верхней линии контура профиля, %; - relative ordinate of the points of the upper line of the profile contour, %;
- относительная ордината точек нижней линии контура профиля, %; - relative ordinate of the points of the bottom line of the profile contour, %;
- относительная ордината точек средней линии профиля, %; - relative ordinate of the profile centerline points, %;
- относительная ордината точек симметричной составляющей верхнего и нижнего контуров профиля, %; - relative ordinate of the points of the symmetrical component of the upper and lower contours of the profile, %;
- максимальная относительная толщина профиля, %; - maximum relative profile thickness, %;
CMAX - максимальная толщина профиля, м;C MAX - maximum profile thickness, m;
X - абсцисса точек профиля, м;X - abscissa of profile points, m;
YB - ордината точек верхней линии контура профиля, м;Y B - ordinate of points of the upper line of the profile contour, m;
YH - ордината точек нижней линии контура профиля, м;Y H - ordinate of points of the bottom line of the profile contour, m;
В - длина хорды профиля, м.B is the length of the profile chord, m.
В таблице 1 (в первом, втором и третьем столбцах) приведены значения относительных абсцисс точек контуров профиля и соответствующие им относительные ординаты точек средней линии профиля и диапазоны ординат точек симметричной составляющей верхнего и нижнего контуров профиля . Расчет диапазонов относительных ординат точек верхней и нижней линии контура профиля выполняется по соотношениям (1), (2) соответственно. Пример расчета , для заданной максимальной относительной толщины профиля приведен в таблице 1 (в четвертом и пятом столбцах).Table 1 (in the first, second and third columns) shows the values of the relative abscissas of the profile contour points and the corresponding relative ordinates of the profile centerline points and ranges of ordinates of points of the symmetrical component of the upper and lower contours of the profile . Calculation of ranges of relative ordinates of points of the upper and lower line of the profile contour is fulfilled according to relations (1), (2), respectively. Calculation example , for a given maximum relative profile thickness is given in Table 1 (in the fourth and fifth columns).
Размерность величин CMAX, X, YB, YH, В, при построении профиля, может быть выбрана не только в метрах, но и в других единицах измерения длины.The dimensions of the values C MAX , X, Y B , Y H , B, when constructing a profile, can be selected not only in meters, but also in other units of length.
Возможно построение координат серии профилей различной толщины. При этом величины , в таблице 1 остаются неизменными, а величины рассчитываются по соотношениям (1), (2) соответственно для максимальной относительной толщины профиля заданной в диапазоне от 8 до 15%.It is possible to construct the coordinates of a series of profiles of various thicknesses. At the same time, the values , in table 1 remain unchanged, and the values are calculated according to relations (1), (2) respectively for the maximum relative thickness of the profile set in the range from 8 to 15%.
Размерные величины X, YCP, YСИМ, YВ, YH получаются умножением относительных величин на заданную размерную величину В длины хорды профиля.Dimensional values X, Y CP , Y SIM , Y B , Y H are obtained by multiplying the relative values to a given dimensional value B of the profile chord length.
Геометрическая форма контура профиля (фиг. 1) определяет его аэродинамические характеристики при обтекании воздушным потоком. Аэродинамические характеристики предлагаемого профиля, полученные методами вычислительной гидродинамики, проиллюстрированы на графиках (фиг. 2-6) в сопоставлении с характеристиками профиля-прототипа NACA23012. На графиках пунктирной линией обозначены характеристики профиля-прототипа NACA23012, сплошной линией обозначены характеристики предлагаемого профиля.The geometric shape of the profile contour (Fig. 1) determines its aerodynamic characteristics when flowing around with air flow. The aerodynamic characteristics of the proposed profile, obtained by computational fluid dynamics methods, are illustrated in graphs (Fig. 2-6) in comparison with the characteristics of the prototype NACA23012 profile. In the graphs, the dotted line indicates the characteristics of the prototype NACA23012 profile, and the solid line indicates the characteristics of the proposed profile.
На фиг. 1 представлен вариант контура профиля и графики зависимостей геометрических характеристик профиля в процентах от длины хорды профиля для максимальной относительной толщины где:In fig. Figure 1 shows a variant of the profile contour and graphs of the geometric characteristics of the profile as a percentage of the profile chord length for the maximum relative thickness Where:
YСР - ордината точек средней линии профиля;Y CP - ordinate of the profile center line points;
YСИМ - ордината точек симметричной составляющей верхнего и нижнего контуров профиля;Y SIM - ordinate of the points of the symmetrical component of the upper and lower contours of the profile;
YB - ордината точек верхней линии контура профиля;Y B - ordinate of the points of the upper line of the profile contour;
YH - ордината точек нижней линии контура профиля;Y H - ordinate of points of the bottom line of the profile contour;
В - длина хорды профиля;B is the length of the profile chord;
- максимальная относительная толщина профиля, %; - maximum relative profile thickness, %;
- относительная абсцисса точек контуров профиля, %; - relative abscissa of profile contour points, %;
- относительная ордината точек контуров профиля, %; - relative ordinate of profile contour points, %;
- относительная ордината точек средней линии профиля, %; - relative ordinate of the profile centerline points, %;
- относительная ордината точек симметричной составляющей верхнего и нижнего контуров профиля, %. - relative ordinate of the points of the symmetrical component of the upper and lower contours of the profile, %.
На фиг. 2 представлены графики зависимостей коэффициентов максимальной подъемной силы Cya max сравниваемых профилей от числа Маха. Предлагаемый профиль превосходит профиль NACA23012 по максимальной подъемной силе в диапазоне чисел Маха от 0,3 до 0,6, при числе Маха 0,6 на 8%.In fig. Figure 2 shows graphs of the maximum lift coefficients C ya max of the compared profiles as a function of the Mach number. The proposed profile exceeds the NACA23012 profile in terms of maximum lift in the Mach number range from 0.3 to 0.6, at a Mach number of 0.6 by 8%.
На фиг. 3 представлены графики зависимостей коэффициентов минимального лобового сопротивления Сха min сравниваемых профилей от числа Маха. Минимальное лобовое сопротивление предлагаемого профиля ниже минимального лобового сопротивления профиля NACA23012 в диапазоне чисел Маха от 0,3 до 0,76, при числе Маха 0,7 на 17%.In fig. Figure 3 shows graphs of the minimum drag coefficients C x min of the compared profiles as a function of the Mach number. The minimum drag of the proposed profile is lower than the minimum drag of the NACA23012 profile in the range of Mach numbers from 0.3 to 0.76, at a Mach number of 0.7 by 17%.
На фиг. 4 представлены графики зависимостей максимального аэродинамического качества Kmax сравниваемых профилей от числа Маха. Величины максимального аэродинамического качества предлагаемого профиля выше максимального аэродинамического качества профиля NACA23012 в диапазоне чисел Маха от 0,3 до 0,9, при числе Маха 0,7 на 64%.In fig. Figure 4 shows graphs of the dependences of the maximum aerodynamic quality Kmax of the compared profiles on the Mach number. The values of the maximum aerodynamic quality of the proposed profile are higher than the maximum aerodynamic quality of the NACA23012 profile in the range of Mach numbers from 0.3 to 0.9, at a Mach number of 0.7 by 64%.
На фиг. 5 представлены графики зависимостей коэффициентов момента тангажа, определенного относительно передней кромки профиля, Сто при нулевой подъемной силе сравниваемых профилей от числа Маха. Величины коэффициента момента тангажа предлагаемого профиля ниже коэффициента момента тангажа профиля NACA23012 в диапазоне чисел Маха от 0,3 до 0,65.In fig. Figure 5 shows graphs of the dependences of the coefficients of the pitching moment determined relative to the leading edge of the airfoil, C t o at zero lift of the compared airfoils on the Mach number. The pitching moment coefficient values of the proposed profile are lower than the pitching moment coefficient of the NACA23012 profile in the Mach number range from 0.3 to 0.65.
На фиг. 6 представлены графики зависимостей относительных координат аэродинамического фокуса сравниваемых профилей от числа Маха. Положение аэродинамического фокуса предлагаемого профиля более заднее, чем у профиля NACA23012 в диапазоне чисел Маха от 0,3 до 0,8, что способствует повышению аэроупругой устойчивости движения лопастей в широком диапазоне скоростей полета.In fig. 6 shows graphs of the relative coordinates of the aerodynamic focus compared profiles on the Mach number. The position of the aerodynamic focus of the proposed profile is more rearward than that of the NACA23012 profile in the Mach number range from 0.3 to 0.8, which helps to increase the aeroelastic stability of the blades in a wide range of flight speeds.
Таким образом, предлагаемый аэродинамический профиль НЦВ-3 несущего элемента летательного аппарата, спроектированный в соответствии с сущностью данного изобретения, имеет по сравнению с профилем-прототипом NACA23012 преимущества в основных аэродинамических характеристиках в определенных диапазонах чисел Маха, а именно, превосходит по максимальной подъемной силе, снижено лобовое сопротивление, увеличены значения максимального аэродинамического качества, достигаются меньшие значения момента тангажа при нулевой подъемной силе, улучшено положение аэродинамического фокуса, повышена аэроупругая устойчивость движения лопастей в широком диапазоне скоростей полета.Thus, the proposed aerodynamic profile NTsV-3 of the load-bearing element of the aircraft, designed in accordance with the essence of this invention, has, in comparison with the prototype profile NACA23012, advantages in the main aerodynamic characteristics in certain ranges of Mach numbers, namely, it exceeds the maximum lift force, drag is reduced, the values of the maximum lift-to-drag ratio are increased, lower values of the pitching moment are achieved at zero lift, the position of the aerodynamic focus is improved, and the aeroelastic stability of the movement of the blades is increased in a wide range of flight speeds.
Предлагаемый аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата допускает установку за задней кромкой профиля хвостовой пластины-триммера, имеющей в сечении форму прямоугольника или трапеции, в том числе криволинейной, длиной не более 15% хорды профиля без пластины, толщиной не более 1,5% хорды профиля, угол отгиба которой относительно хорды профиля находится в диапазоне от -5° до +10°.The proposed aerodynamic profile of the aircraft's load-bearing element allows the installation behind the trailing edge of the profile of a tail trimmer plate having a cross-sectional shape of a rectangle or trapezoid, including a curved one, with a length of no more than 15% of the profile chord without a plate, and a thickness of no more than 1.5% of the profile chord , the bend angle of which relative to the profile chord is in the range from -5° to +10°.
При производстве лопастей с использованием разработанного семейства аэродинамических профилей планируется применять современные материалы и технологии.In the production of blades using the developed family of aerodynamic profiles, it is planned to use modern materials and technologies.
Claims (20)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2808522C1 true RU2808522C1 (en) | 2023-11-29 |
Family
ID=
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2123453C1 (en) * | 1996-12-15 | 1998-12-20 | Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского | Propeller blade |
| FR2765187A1 (en) * | 1997-06-25 | 1998-12-31 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | BLADE PROFILE FOR AIRCRAFT ROTATING AIRCRAFT AND BLADE FOR ROTATING AIRCRAFT WITH SUCH A PROFILE |
| KR20090069064A (en) * | 2007-12-24 | 2009-06-29 | 한국항공우주연구원 | Rotor blade airfoil of helicopter |
| US10137976B2 (en) * | 2015-07-03 | 2018-11-27 | Airbus Helicopters Deutschland GmbH | Airfoils for rotor blades of rotary wing aircrafts |
| RU2769545C1 (en) * | 2021-05-14 | 2022-04-04 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | Aerodynamic profile of the lifting element of the aircraft |
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2123453C1 (en) * | 1996-12-15 | 1998-12-20 | Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского | Propeller blade |
| FR2765187A1 (en) * | 1997-06-25 | 1998-12-31 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | BLADE PROFILE FOR AIRCRAFT ROTATING AIRCRAFT AND BLADE FOR ROTATING AIRCRAFT WITH SUCH A PROFILE |
| KR20090069064A (en) * | 2007-12-24 | 2009-06-29 | 한국항공우주연구원 | Rotor blade airfoil of helicopter |
| US10137976B2 (en) * | 2015-07-03 | 2018-11-27 | Airbus Helicopters Deutschland GmbH | Airfoils for rotor blades of rotary wing aircrafts |
| RU2769545C1 (en) * | 2021-05-14 | 2022-04-04 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | Aerodynamic profile of the lifting element of the aircraft |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| "Справочник Авиационных Профилей" [он-лайн справочник] согласно INTERNET ARCHIVE [25.06.2022]. Найдено в Интернет [найдено 23.08.2023]: http://web.archive.org/web/20220625173231/http://kipla.kai.ru/liter/Spravochnic_avia_profiley.pdf. * |
| А.С. Кравец, "Характеристики авиационных профилей", Mосква-Ленинград: Оборонгиз, 1939. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US20190322354A1 (en) | Lifting surfaces and associated method | |
| US5395071A (en) | Airfoil with bicambered surface | |
| US9932960B2 (en) | Rotor blade of a wind turbine | |
| CA2372166C (en) | Aircraft wing and fuselage contours | |
| US6431498B1 (en) | Scalloped wing leading edge | |
| US6578798B1 (en) | Airlifting surface division | |
| EP0236409B1 (en) | Foil | |
| US8113462B2 (en) | Low-drag swept wings | |
| US8448893B2 (en) | Laminar flow wing optimized for transonic cruise aircraft | |
| US9061758B2 (en) | Noise and performance improved rotor blade for a helicopter | |
| WO2011087475A2 (en) | Laminar flow wing optimized for supersonic and high subsonic cruise aircraft | |
| AU2013302323A1 (en) | Improved wing configuration | |
| US11225316B2 (en) | Method of improving a blade so as to increase its negative stall angle of attack | |
| US8317128B2 (en) | Laminar flow wing optimized for transonic cruise aircraft | |
| WO2011021206A2 (en) | Wing and propeller system, method of optimizing wing and propeller/rotor system and method of reducing induced drag | |
| US11148794B2 (en) | Method of determining an initial leading edge circle of airfoils of a blade and of improving the blade in order to increase its negative stall angle of attack | |
| RU2808522C1 (en) | Aerodynamic profile of aircraft lifting element | |
| RU2808523C1 (en) | Aerodynamic profile of aircraft lifting element | |
| RU2808865C1 (en) | Aerodynamic profile of aircraft lifting element | |
| RU2145293C1 (en) | Propeller blade and aerofoil profile of blade (versions) | |
| RU2123453C1 (en) | Propeller blade | |
| KR100921574B1 (en) | Rotor Blade Airfoil of Helicopter | |
| RU2752502C1 (en) | Aerodynamic profile of the aircraft carrier element | |
| RU2762464C1 (en) | Aerodynamic profile of the aircraft carrier | |
| US20230174231A1 (en) | Airfoil With Supersonic Wave-Tripping Structure |