CN109229364A - 应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型，翼型为前后对称的钝后缘翼型，翼型上表面前缘倒圆半径为0.0385，翼型下表面前缘半径为0.0230，翼型上表面后缘倒圆半径为0.0385，翼型下表面后缘半径为0.0230；翼型最大厚度为26％C，最大厚度位置为50％C，弯度为2.8％C；翼型下表面靠近前缘和后缘均具有一定的内凹，从而提高翼型升力。优点为：本发明根据反流区的实际流动特性，设计出的应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型，具有更小反流区阻力、更高气动效率且能有效抑制流动分离现象，从而提高直升机巡航效率，适应新一代高速直升机的需求。
Description
技术领域
本发明属于翼型设计技术领域，具体涉及一种应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型。
背景技术
直升机在以一定的前进比μ进行前飞时，由于与来流的叠加作用，旋翼前行桨叶区域和后行桨叶区域相对气流速度不对称。在后行桨叶区域相对半径r小于μR|sinψ|一段桨叶，会出现相对气流从后缘吹向前缘的现象，存在这种现象的区域称为“反流区”，如图1圆形阴影区域所示。在反流区内桨叶的气动效率低，有严重的流动分离现象，容易发生失速，桨叶各个剖面的迎角、升力、阻力、俯仰力矩特性和反流区外存在明显差别。
共轴刚性旋翼是“ABC(advancing blade concept)”旋翼系统的关键部件，其性能直接影响了高速直升机飞行性能。而翼型作为共轴刚性旋翼的基础组成部分，其性能显著影响着共轴刚性旋翼的气动特性。以美国西科斯基公司的两款共轴刚性旋翼验证机XH-59A和X2为例：XH-59A在高速状态下，其旋翼在后缘遭遇了严重的型阻损失。这是因为在高速状态下，后行桨叶存在高达85％的反流区，桨叶根部更是处于深度反流中。这样的气流很容易产生分离，导致后行桨叶阻力急剧增加，巡航效率大幅降低。
在航空领域中，专门针对共轴刚性高速旋翼桨根翼型的研究较少，目前已公开的为标准椭圆翼型，以及美国西科斯基公司在X2高速共轴刚性旋翼技术验证机上使用的DBLN526翼型。
在上述方案中，使用标准椭圆翼型虽能缓解旋翼反流区内的某些不利气动现象的发生，但翼型并未针对旋翼反流区的流动特性进行专门设计，不能适应高速直升机的需要。X2高速共轴刚性旋翼技术验证机上使用的DBLN526翼型，翼型下表面曲率存在微小突变，虽然进行了相应的设计，但翼型阻力较大，气动性能仍有进一步提高的空间。
发明内容
针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型，可有效解决上述问题。
本发明采用的技术方案如下：
本发明提供一种应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型，所述应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型为前后对称的钝后缘翼型，保证翼型外形与根部圆形和桨叶外段翼型良好过渡，具有几何相容性，降低飞行阻力，缓和失速特性；其中，翼型上表面前缘倒圆半径为0.0385，翼型下表面前缘半径为0.0230，翼型上表面后缘倒圆半径为0.0385，翼型下表面后缘半径为0.0230；
所述应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型的翼型最大厚度为26％C，最大厚度位置为50％C，弯度为2.8％C；
翼型下表面靠近前缘和后缘均具有一定的内凹，使得翼型下表面的前部凹陷位置有范围较大并且压强较高的前加载，使得翼型下表面的后部凹陷位置有范围较大并且压强较高的后加载，以产生大范围的下表面高压区，从而提高翼型升力；其中，翼型下表面靠近前缘的最大内凹位置为0.28C，最大内凹量为0.05％C；翼型下表面靠近后缘的最大内凹位置为0.72C，最大内凹量为0.05％C；其中，C为翼型弦长。
优选的，所述应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型，在马赫数0.558，雷诺数3.6×106，攻角0°设计状态时的升力系数为0.0077，阻力系数为0.02281，力矩系数为-0.0142，升阻比为0.339；在马赫数0.558，雷诺数3.6×106，攻角12°设计状态时的升力系数为0.9936，阻力系数为0.05036，力矩系数为0.0443，升阻比为19.72。
优选的，所述应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型的翼型上表面的几何坐标数据见表2；翼型下表面的几何坐标数据见表3：
表2翼型上表面的几何坐标数据
| X<sub>up</sub>/C | Y<sub>up</sub>/C | X<sub>up</sub>/C | Y<sub>up</sub>/C | X<sub>up</sub>/C | Y<sub>up</sub>/C |
| 0.000000 | 0.000000 | 0.142799 | 0.099908 | 0.913232 | 0.076803 |
| 0.000133 | 0.002759 | 0.167371 | 0.108419 | 0.927075 | 0.069977 |
| 0.000547 | 0.005597 | 0.195421 | 0.117195 | 0.938989 | 0.063577 |
| 0.001267 | 0.008526 | 0.227225 | 0.126024 | 0.949227 | 0.057587 |
| 0.002318 | 0.01156 | 0.262995 | 0.134568 | 0.958012 | 0.051986 |
| 0.003735 | 0.014714 | 0.302844 | 0.142377 | 0.965541 | 0.046749 |
| 0.005553 | 0.018004 | 0.346753 | 0.14896 | 0.971981 | 0.041851 |
| 0.007816 | 0.021451 | 0.394535 | 0.153903 | 0.977476 | 0.037262 |
| 0.010578 | 0.025076 | 0.445814 | 0.156959 | 0.982149 | 0.032956 |
| 0.013898 | 0.028903 | 0.500000 | 0.158005 | 0.986102 | 0.028903 |
| 0.017851 | 0.032956 | 0.554186 | 0.156959 | 0.989422 | 0.025076 |
| 0.022524 | 0.037262 | 0.605465 | 0.153903 | 0.992184 | 0.021451 |
| 0.028019 | 0.041851 | 0.653247 | 0.14896 | 0.994447 | 0.018004 |
| 0.034459 | 0.046749 | 0.697156 | 0.142377 | 0.996265 | 0.014714 |
| 0.041988 | 0.051986 | 0.737005 | 0.134568 | 0.997682 | 0.01156 |
| 0.050773 | 0.057587 | 0.772775 | 0.126024 | 0.998733 | 0.008526 |
| 0.061011 | 0.063577 | 0.804579 | 0.117195 | 0.999453 | 0.005597 |
| 0.072925 | 0.069977 | 0.832629 | 0.108419 | 0.999867 | 0.002759 |
| 0.086768 | 0.076803 | 0.857201 | 0.099908 | 1.000000 | 0.000000 |
| 0.102821 | 0.084068 | 0.878609 | 0.091774 | ||
| 0.121391 | 0.091774 | 0.897179 | 0.084068 |
表3翼型下表面的几何坐标数据
其中：Xup/C表示翼型的上表面横坐标；Yup/C表示翼型的上表面纵坐标；Xlow/C表示翼型的下表面横坐标；Ylow/C表示翼型的下表面纵坐标。
本发明提供的应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型具有以下优点：
本发明根据反流区的实际流动特性，设计出的应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型，具有更小反流区阻力、更高气动效率且能有效抑制流动分离现象，从而提高直升机巡航效率，适应新一代高速直升机的需求。
附图说明
图1是旋翼前飞状态下后行桨叶根部反流区的示意图；
图2是本发明旋翼反流区翼型的几何外形、标准椭圆翼型以及DBLN526翼型的对比图；
图3是本发明旋翼反流区翼型的压力分布、标准椭圆翼型以及DBLN526翼型的对比图(Ma＝0.558，Re＝3.6×106，α＝0°)；
图4是本发明旋翼反流区翼型的压力分布、标准椭圆翼型以及DBLN526翼型的对比图(Ma＝0.558，Re＝3.6×106，α＝12°)；
图5是本发明旋翼反流区翼型、用于对比的标准椭圆翼型和DBLN526翼型在马赫数为0.558，雷诺数为3.6×106计算状态下的升力特性曲线对比图；
图6是本发明旋翼反流区翼型、用于对比的标准椭圆翼型和DBLN526翼型在马赫数为0.558，雷诺数为3.6×106计算状态下的升阻特性曲线对比图；
图7是本发明旋翼反流区翼型、用于对比的标准椭圆翼型和DBLN526翼型在马赫数为0.558，雷诺数为3.6×106计算状态下的升阻比曲线对比图；
图8是本发明旋翼反流区翼型、用于对比的标准椭圆翼型和DBLN526翼型在马赫数为0.558，雷诺数为3.6×106计算状态下的力矩特性曲线对比图；
图9是本发明旋翼反流区翼型、用于对比的标准椭圆翼型和DBLN526翼型在马赫数为0.32，雷诺数为2.1×106计算状态下的升力特性曲线对比图；
图10是本发明旋翼反流区翼型、用于对比的标准椭圆翼型和DBLN526翼型在马赫数为0.32，雷诺数为2.1×106计算状态下的升阻特性曲线对比图；
图11是本发明旋翼反流区翼型、用于对比的标准椭圆翼型和DBLN526翼型在马赫数为0.32，雷诺数为2.1×106计算状态下的升阻比曲线对比图；
图12是本发明旋翼反流区翼型、用于对比的标准椭圆翼型和DBLN526翼型在马赫数为0.32，雷诺数为2.1×106计算状态下的力矩特性曲线对比图；
图13是本发明旋翼反流区翼型、用于对比的标准椭圆翼型和DBLN526翼型在马赫数为0.1，雷诺数为1.0×106计算状态下的升力特性曲线对比图；
图14是本发明旋翼反流区翼型、用于对比的标准椭圆翼型和DBLN526翼型在马赫数为0.1，雷诺数为1.0×106计算状态下的升阻特性曲线对比图；
图15是本发明旋翼反流区翼型、用于对比的标准椭圆翼型和DBLN526翼型在马赫数为0.1，雷诺数为1.0×106计算状态下的升阻比曲线对比图；
图16是本发明旋翼反流区翼型、用于对比的标准椭圆翼型和DBLN526翼型在马赫数为0.1，雷诺数为1.0×106计算状态下的力矩特性曲线对比图；
其中：
1表示本发明旋翼反流区翼型NPU-EA-260的气动特性曲线；
2表示用于对比的标准椭圆翼型的气动特性曲线；
3表示用于对比的DBLN526翼型的气动特性曲线。
具体实施方式
为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
随着直升机速度的提升，旋翼的反流区域逐渐增大。在该区域内，会出现相对气流从旋翼桨叶的后缘吹向前缘的现象。对于使用传统翼型的旋翼，由于后行桨叶反流区的存在，流动分离现象严重，旋翼气动效率降低，并且容易发生失速。在反流区使用标准椭圆翼型虽然可以缓解传统翼型在反流区气动性能恶化的问题，但翼型没有经过针对性设计，不能适应高速直升机的需要；X2技术验证机使用的DBLN526翼型的阻力较大，限制了验证机性能的发挥。
采用共轴刚性旋翼技术的复合高速直升机是未来直升机发展的重要方向之一。针对共轴刚性旋翼后行桨叶反流区的流场特点，本发明在钝后缘翼型设计的基础上，经过减阻优化设计、手动修型等多轮次的设计，进一步提高了翼型的气动效率，抑制了流动分离现象，使翼型整体上拥有优良的气动特性。
本发明设计的应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型，是一种共轴刚性旋翼反流区翼型，主要针对采用“ABC”旋翼系统的高速直升机旋翼桨叶设计。本发明的目的是根据反流区的实际流动特性，设计出一种具有更小反流区阻力、更高气动效率且能有效抑制流动分离现象，失速特性缓和，力矩特性良好的新翼型，从而提高直升机巡航效率，适应新一代高速直升机的需求。
具体的，本发明针对共轴刚性旋翼桨叶，设计了一种适合于旋翼反流区的类椭圆翼型。参考图2中实线所示，为本发明翼型几何特征图，其突出特点包括以下三点：
(1)翼型采用前后对称钝后缘翼型的几何特征，保证翼型在面对正流和反流时都能表现出较好的气动特性；翼型采用易于光滑过渡的钝后缘和前缘，保证翼型外形与根部圆形和桨叶外段翼型良好过渡，具有较好的几何相容性，降低飞行阻力，缓和失速特性；其中，翼型上表面前缘倒圆半径为0.0385，翼型下表面前缘半径为0.0230，翼型上表面后缘倒圆半径为0.0385，翼型下表面后缘半径为0.0230；
(2)翼型最大厚度为26％C，最大厚度位置为50％C，弯度为2.8％C；
(3)翼型下表面靠近前缘和后缘均具有一定的内凹，使得翼型下表面的前部凹陷位置有范围较大并且压强较高的前加载，使得翼型下表面的后部凹陷位置有范围较大并且压强较高的后加载，因此，翼型具有前后加载的特点，以产生大范围的下表面高压区，从而提高翼型升力；其中，翼型下表面靠近前缘的最大内凹位置为0.28C，最大内凹量为0.05％C；翼型下表面靠近后缘的最大内凹位置为0.72C，最大内凹量为0.05％C；其中，C为翼型弦长。
本发明提供的应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型，翼型命名为NPU-EA-260，具体几何特征参数如表1所示。C为翼型弦长。表2和表3给出了本发明旋翼反流区翼型的外形点数据。其中，X、Y分别表示翼型横、纵坐标，下标“up”和“low”分别表示翼型的上下表面。
表1 NPU-EA-260翼型的几何特征
表2翼型上表面的几何坐标数据
| X<sub>up</sub>/C | Y<sub>up</sub>/C | X<sub>up</sub>/C | Y<sub>up</sub>/C | X<sub>up</sub>/C | Y<sub>up</sub>/C |
| 0.000000 | 0.000000 | 0.142799 | 0.099908 | 0.913232 | 0.076803 |
| 0.000133 | 0.002759 | 0.167371 | 0.108419 | 0.927075 | 0.069977 |
| 0.000547 | 0.005597 | 0.195421 | 0.117195 | 0.938989 | 0.063577 |
| 0.001267 | 0.008526 | 0.227225 | 0.126024 | 0.949227 | 0.057587 |
| 0.002318 | 0.01156 | 0.262995 | 0.134568 | 0.958012 | 0.051986 |
| 0.003735 | 0.014714 | 0.302844 | 0.142377 | 0.965541 | 0.046749 |
| 0.005553 | 0.018004 | 0.346753 | 0.14896 | 0.971981 | 0.041851 |
| 0.007816 | 0.021451 | 0.394535 | 0.153903 | 0.977476 | 0.037262 |
| 0.010578 | 0.025076 | 0.445814 | 0.156959 | 0.982149 | 0.032956 |
| 0.013898 | 0.028903 | 0.500000 | 0.158005 | 0.986102 | 0.028903 |
| 0.017851 | 0.032956 | 0.554186 | 0.156959 | 0.989422 | 0.025076 |
| 0.022524 | 0.037262 | 0.605465 | 0.153903 | 0.992184 | 0.021451 |
| 0.028019 | 0.041851 | 0.653247 | 0.14896 | 0.994447 | 0.018004 |
| 0.034459 | 0.046749 | 0.697156 | 0.142377 | 0.996265 | 0.014714 |
| 0.041988 | 0.051986 | 0.737005 | 0.134568 | 0.997682 | 0.01156 |
| 0.050773 | 0.057587 | 0.772775 | 0.126024 | 0.998733 | 0.008526 |
| 0.061011 | 0.063577 | 0.804579 | 0.117195 | 0.999453 | 0.005597 |
| 0.072925 | 0.069977 | 0.832629 | 0.108419 | 0.999867 | 0.002759 |
| 0.086768 | 0.076803 | 0.857201 | 0.099908 | 1.000000 | 0.000000 |
| 0.102821 | 0.084068 | 0.878609 | 0.091774 | ||
| 0.121391 | 0.091774 | 0.897179 | 0.084068 |
表3翼型下表面的几何坐标数据
本发明提供的适合于旋翼反流区的类椭圆翼型NPU-EA-260，其设计状态为马赫数0.558，雷诺数3.6×106，设计攻角为0度、12度。具体的设计指标为：
1.阻力系数尽可能小；
2.最大厚度为弦长的26％；
3.剖面面积不能小于对比翼型DBLN526；
4.与桨叶根部圆形及桨叶外段常规翼型具有良好的几何相容性；
5.翼型在0度攻角下的升力系数不能为负。
图2为设计翼型的几何外形图。从图2中可以看出，本发明采用前后对称的钝后缘翼型设计思想，保证了翼型在面对正流和反流时都能表现出较好的气动特性；翼型下表面有一定的内凹，使翼型具有前后加载的特点，提高了翼型的升力特性；翼型采用易于光滑过渡的钝后缘和前缘，保证了翼型外形能够与根部圆形和外段桨叶翼型良好过渡，具有良好的几何相容性。
NPU-EA-260翼型兼顾了低阻力、高升阻比且失速特性缓和的设计要求。以翼型DBLN526为参考，NPU-EA-260翼型在设计状态下气动性能优越，减阻明显，同时有更好的力矩特性(力矩绝对值要尽可能小，有利于操纵)。其与对比翼型DBLN526在设计点的主要气动特性如表3和表4所示。
表3 NPU-EA-260翼型与对比翼型DBLN526在设计点的主要气动特性
(Ma＝0.558,Re＝3.6×106,α＝0°)
| 翼型 | 升力系数 | 阻力系数 | 力矩系数 | 升阻比 |
| NPU-WA-260 | 0.0077 | 0.02281(-11.83％) | -0.0142 | 0.339 |
| DBLN526 | 0.0546 | 0.02587 | -0.0301 | 2.112 |
表4 NPU-EA-260翼型与对比翼型DBLN526在设计点的主要气动特性
(Ma＝0.558,Re＝3.6×106,α＝12°)
| 翼型 | 升力系数 | 阻力系数 | 力矩系数 | 升阻比 |
| NPU-WA-260 | 0.9936 | 0.05036(-6.93％) | 0.0443 | 19.72 |
| DBLN526 | 0.9667 | 0.05411 | 0.0522 | 17.86 |
比较例：
发明人使用了计算流体力学(CFD)数值模拟方法，对本发明的旋翼反流区翼型NPU-EA-269进行了气动性能评估，并与26％相对厚度的标准椭圆翼型和DBLN526翼型进行了对比。
评估计算状态为：(1)马赫数为0.558，雷诺数为3.6×106；(2)马赫数为0.32，雷诺数为2.1×106；(3)马赫数为0.1，雷诺数为1.0×106。采用k-ωSST模型进行湍流模拟。
图3给出了0度攻角时，设计翼型压力分布和对比翼型压力分布的对比图，可以看出，本发明翼型具有更高的前缘负压峰值(比DBLN526翼型高出0.1)，后缘分离流动范围也更小，这都对阻力减小有所贡献。
图4给出了12度攻角时，设计翼型压力分布和对比翼型压力分布的对比图，可以看出，本发明翼型上表面靠近前缘0.1C和0.2C处的双激波更弱，激波阻力更小，后缘分离流动范围也更小。
图5至图8为计算状态(1)情况下设计翼型与对比翼型升力特性曲线、升阻特性曲线、升阻比曲线和力矩特性曲线的对比图，其中实线表示本发明的NPU-EA-260翼型的气动数据，虚线表示用作对比的26％厚度的标准椭圆翼型的气动数据，点划线表示用作对比的DBLN526翼型的气动数据。
从图5的升力特性曲线可以看出，三种翼型的升力系数随迎角的增加基本为线性变化，其中标准椭圆翼型和DBLN526翼型升力线斜率基本一致，NPU-EA-260翼型的升力线斜率大于其他两种翼型，表现出明显优势。标准椭圆翼型在12°左右失速，NPU-EA-260翼型和DBLN526翼型在15°左右失速，NPU-EA-260翼型的最大升力系数大于对比翼型。
从图6升阻特性曲线和图7的升阻比曲线中可以看出，NPU-EA-260翼型升阻特性比DBLN526翼型好，虽然标准椭圆翼型具有较高的最大升阻比，但其可用升力系数范围较小。NPU-EA-260翼型具有最优的宽工况特性，在较大的升力系数范围内具有较高的升阻比，全面优于DBLN526翼型。
从图8的力矩特性曲线中可以看出，NPU-EA-260翼型力矩的绝对值相比于对比翼型较小，具有更优的力矩特性。
图9至图12为计算状态(2)情况下设计翼型与对比翼型的升力特性曲线、升阻特性曲线、升阻比曲线和力矩特性曲线的对比，翼型图例的表示与计算状态(1)一致。
从图9的升力特性曲线来看，NPU-EA-260翼型的失速迎角大于标准椭圆翼型的，大攻角下的升力特性也优于DBLN526翼型。
从图10的升阻特性曲线和图11的升阻比曲线可以看出，NPU-EA-260翼型的最大升阻比大于DBLN526翼型，但小于标准椭圆翼型。三种翼型的最大升阻比对应的升力系数基本一致。但从图中发展趋势上来看，NPU-EA-260翼型的可用升力系数范围比标准椭圆翼型大，同时具有较高的升阻比，升阻比特性优于其他两种翼型。
从图12的力矩特性曲线中可以看出，NPU-EA-260翼型力矩系数的绝对值较小，具有较好的力矩特性。
图13至图16为计算状态(3)情况下设计翼型与对比翼型的升力特性曲线、升阻特性曲线、升阻比曲线和力矩特性曲线的对比图。在此计算状态下设计翼型和对比翼型的气动特性与计算状态(2)基本一致，这里不再赘述。
综合设计和计算结果表明：
1)本发明翼型NPU-EA-260在高速流动和低速流动情况下，减阻效果都比较显著；
2)本发明翼型NPU-EA-260相比于DBLN526翼型和标准椭圆翼型，升力特性明显提高，失速特性缓和，且具有较高的升阻比；
3)本发明翼型NPU-EA-260的力矩特性与标准椭圆翼型和DBLN526翼型相比表现出了较大优势；
4)本发明翼型NPU-EA-260能够与桨叶根部圆形和桨叶翼型良好过渡，具有较好的几何相容性。
综上所述，本发明根据旋翼反流区的流场特点，进行了针对性的旋翼反流区翼型减阻优化设计。首先，相比于标准椭圆翼型和DBLN526翼型，本发明翼型在几何上有明显的特征(钝型前后缘，下表面靠近前后缘均有一定的内凹，具有前后加载的特点)，和现有同类翼型区别明显。其次，在气动特性上也较现有同类翼型有全面提升，在具备更低阻力的同时，还具备更好的失速特性和力矩特性，使翼型在设计状态下，气动性能全面优于椭圆翼型和DBLN526翼型。最后，光顺的几何外形和优良的气动特性使其非常适用于高速旋翼桨叶反流区。
因此，本发明提供的应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型，是应用于共轴刚性旋翼反流区的类椭圆翼型，解决传统旋翼翼型在配置到高速直升机旋翼桨叶根部时，由于旋翼后行桨叶上反流区面积增大，造成的区域内流动分离严重，气动阻力过大，桨叶气动效率降低，容易发生失速等问题。本发明根据反流区的实际流动特性，设计出的应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型，具有更小反流区阻力、更高气动效率且能有效抑制流动分离现象，从而提高直升机巡航效率，适应新一代高速直升机的需求。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。
Claims (3)
1.一种应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型，其特征在于，所述应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型为前后对称的钝后缘翼型，保证翼型外形与根部圆形和桨叶外段翼型良好过渡，具有几何相容性，降低飞行阻力，缓和失速特性；其中，翼型上表面前缘倒圆半径为0.0385，翼型下表面前缘半径为0.0230，翼型上表面后缘倒圆半径为0.0385，翼型下表面后缘半径为0.0230；
所述应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型的翼型最大厚度为26％C，最大厚度位置为50％C，弯度为2.8％C；
翼型下表面靠近前缘和后缘均具有一定的内凹，使得翼型下表面的前部凹陷位置有范围较大并且压强较高的前加载，使得翼型下表面的后部凹陷位置有范围较大并且压强较高的后加载，以产生大范围的下表面高压区，从而提高翼型升力；其中，翼型下表面靠近前缘的最大内凹位置为0.28C，最大内凹量为0.05％C；翼型下表面靠近后缘的最大内凹位置为0.72C，最大内凹量为0.05％C；其中，C为翼型弦长。
2.根据权利要求1所述的应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型，其特征在于，所述应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型，在马赫数0.558，雷诺数3.6×106，攻角0°设计状态时的升力系数为0.0077，阻力系数为0.02281，力矩系数为-0.0142，升阻比为0.339；在马赫数0.558，雷诺数3.6×106，攻角12°设计状态时的升力系数为0.9936，阻力系数为0.05036，力矩系数为0.0443，升阻比为19.72。
3.根据权利要求1所述的应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型，其特征在于，所述应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型的翼型上表面的几何坐标数据见表2；翼型下表面的几何坐标数据见表3：
表2翼型上表面的几何坐标数据
表3翼型下表面的几何坐标数据
其中：Xup/C表示翼型的上表面横坐标；Yup/C表示翼型的上表面纵坐标；Xlow/C表示翼型的下表面横坐标；Ylow/C表示翼型的下表面纵坐标。
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