CN112960112A - 一种配置于升力偏置旋翼根部的翼型 - Google Patents

一种配置于升力偏置旋翼根部的翼型 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种配置于升力偏置旋翼根部的翼型，所述翼型为前后缘非对称的双钝头翼型，所述翼型的最大厚度为26％c，最大厚度位置为50％c，弯度为3.7％c，面积为0.2c2；所述翼型的上表面前缘半径为0.0365c，下表面前缘半径为0.0153c，上表面后缘半径为0.0711c，下表面后缘半径为0.0203c，其中c为翼型弦长。本发明的配置于升力偏置旋翼根部的翼型，具有更好的气动性能，即在升力偏置旋翼的典型工作状态下阻力更低，力矩系数低，能够适应升力偏置旋翼桨叶根部的来流变化，实现有效减阻，更适合配置在升力偏置旋翼的根部。

Description

一种配置于升力偏置旋翼根部的翼型
技术领域
本发明涉及旋翼翼型设计技术领域，特别是涉及一种配置于升力偏置旋翼根部的翼型。
背景技术
常规直升机的前飞速度主要受制于旋翼桨盘的非对称气动特性，如图1所示，图1中ΩR表示桨尖旋转速度，V表示旋翼前飞速度。桨叶旋转速度与来流速度的叠加导致大速度飞行时前行侧桨尖区域处于强压缩状态，后行侧桨叶发生大面积失速。升力偏置旋翼通过在共轴双旋翼的构型上应用升力偏置概念(即，使桨盘产生的升力集中在前行侧)，实现大速度前飞时对后行桨叶的卸载，从而克服后行桨叶失速造成的前飞速度限制。升力偏置旋翼的横向平衡是通过上下两副同轴反转的旋翼产生的滚转力矩互相抵消实现的，因此不再需要为了横向平衡抑制前行桨叶的升力潜能。升力偏置一方面对后行桨叶进行了卸载，显著降低了后行侧的阻力。另一方面可以使得前行桨叶在更接近最佳迎角的工况下运行，从而获得更好的高速前飞性能。
装配升力偏置旋翼的共轴刚性双旋翼复合式直升机突破了400km/h的前飞速度，拓宽了飞行速度包线，但同时也带来了对旋翼桨叶气动布局的考验。随着前飞速度的增加，位于旋翼后行侧的反流区面积也随之扩大，而以高速前飞为典型工况的升力偏置旋翼为了削弱前行桨尖的强压缩性使用的降转速技术进一步增加了反流区的范围与反流强度。反流区内气流从桨叶剖面翼型的后缘流向前缘，如果仍然配置常规旋翼使用的钝头尖后缘翼型会导致严重的气流分离、造成较大的型阻损失。双钝头翼型就是在该背景下诞生的。
目前仅有应用于X2技术验证机上的DBLN526翼型是已配置于真机升力偏置旋翼桨叶的根部特有翼型，同时还有一些对标准椭圆翼型在正流与反流区气动特性的研究。这些翼型同属于双钝头翼型，前缘与后缘外形均为钝头且关于1/2弦长位置对称。双钝头的外形特征主要目的是降低反流区内的型阻。然而升力偏置旋翼的桨叶根部剖面翼型经历的前行侧正向流动与后行侧反流区内的反向流动并不是对称的。应用升力偏置概念后，大多数情况下前行桨叶具有较大的正迎角，后行桨叶被卸载则处于较小负迎角的工况，如图2所示，图2中S表示相对来流速度，a表示来流迎角。因此左右对称的双钝头翼型并不是最适合于升力偏置旋翼根部减阻的翼型。
发明内容
本发明的目的是提供一种配置于升力偏置旋翼根部的翼型，配置于升力偏置旋翼根部，能够适应升力偏置旋翼桨叶根部的来流变化，实现有效减阻。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种配置于升力偏置旋翼根部的翼型，所述翼型为前后缘非对称的双钝头翼型，所述翼型的最大厚度为26％c，最大厚度位置为50％c，弯度为3.7％c，面积为0.2c2；
所述翼型的上表面前缘半径为0.0365c，下表面前缘半径为0.0153c，上表面后缘半径为0.0711c，下表面后缘半径为0.0203c，其中c为翼型弦长。
可选地，在马赫数0.4，雷诺数2.81×106，正向来流迎角10°的状态时，所述翼型的升力系数为0.78345，阻力系数为0.032774，力矩系数为-0.015140。
可选地，在马赫数0.4，雷诺数2.81×106，反向来流迎角-5°的状态时，所述翼型的升力系数为-0.26935，阻力系数为0.018620，力矩系数为-0.19617。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
本发明公开了一种配置于升力偏置旋翼根部的翼型，所述翼型为前后缘非对称的双钝头翼型，所述翼型的最大厚度为26％c，最大厚度位置为50％c，弯度为3.7％c，面积为0.2c2；所述翼型的上表面前缘半径为0.0365c，下表面前缘半径为0.0153c，上表面后缘半径为0.0711c，下表面后缘半径为0.0203c，其中c为翼型弦长。本发明的配置于升力偏置旋翼根部的翼型，具有更好的气动性能，即在升力偏置旋翼的典型工作状态下阻力更低，力矩系数低，能够适应升力偏置旋翼桨叶根部的来流变化，实现有效减阻，更适合配置在升力偏置旋翼的根部。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明背景技术提供的旋翼前飞时旋转速度与前飞速度叠加示意图；
图2为本发明背景技术提供的升力偏置旋翼根部剖面翼型在前行侧正向流动与后行侧反向流动时的典型入流状态示意图；
图3为本发明实施例提供的配置于升力偏置旋翼根部的翼型的示意图；
图4为本发明实施例提供的翼型前后缘对比示意图；
图5为本发明实施例提供的本翼型与DBLN526翼型和26％最大相对厚度的标准椭圆翼型的外形对比示意图；
图6为本发明实施例提供的本翼型与DBLN526翼型和26％最大相对厚度的标准椭圆翼型在正向流动时的升力特性曲线图；
图7为本发明实施例提供的本翼型与DBLN526翼型和26％最大相对厚度的标准椭圆翼型在正向流动时的阻力特性曲线图；
图8为本发明实施例提供的本翼型与DBLN526翼型和26％最大相对厚度的标准椭圆翼型在正向流动时的力矩特性曲线图；
图9为本发明实施例提供的本翼型与DBLN526翼型和26％最大相对厚度的标准椭圆翼型在反向流动时的升力特性曲线图；
图10为本发明实施例提供的本翼型与DBLN526翼型和26％最大相对厚度的标准椭圆翼型在反向流动时的阻力特性曲线图；
图11为本发明实施例提供的本翼型与DBLN526翼型和26％最大相对厚度的标准椭圆翼型在反向流动时的力矩特性曲线图；
图12为本发明实施例提供的本翼型在反向流动-5°迎角时流场流线与前缘的气流分离区细节图；
图13为本发明实施例提供的DBLN526翼型在反向流动-5°迎角时流场流线与前缘的气流分离区细节图；
图14为本发明实施例提供的26％最大相对厚度的标准椭圆翼型在反向流动-5°迎角时流场流线与前缘的气流分离区细节图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
使用升力偏置旋翼是直升机高速化发展趋势下的一种提升前飞速度的解决方案。旋翼桨盘后行侧的反流区随前飞速度的增加而扩大，对于以高速前飞为典型工况的升力偏置旋翼来说，反流区范围更大、程度更剧烈。在该区域内，气流从桨叶剖面的后缘吹向前缘。常规的钝头尖后缘翼型在反流时会产生严重的气流分离、容易失速，造成旋翼在后行侧的型阻损失严重。在升力偏置旋翼根部使用双钝头翼型虽然能够缓解传统翼型在反流区气动性能急剧恶化的问题，但现有的双钝头翼型的左右对称特征并不完全适用于实际情况下并不对称的正向流动和反向流动，其气动特性还有改善空间，可以进一步提高升力偏置旋翼的高速前飞性能。
本发明的目的是提供一种配置于升力偏置旋翼根部的翼型，配置于升力偏置旋翼根部，能够适应升力偏置旋翼桨叶根部的来流变化，实现有效减阻。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
本实施例提供了一种配置于升力偏置旋翼根部的翼型，为前后缘非对称的双钝头翼型。所述翼型能够推迟高速前飞时升力偏置旋翼后行侧反流区内桨叶表面的气流分离，显著降低反流区桨叶段的型阻，减少功率损失。
如图3所示，所述翼型的最大厚度为26％c，最大厚度位置为50％c，弯度为3.7％c，面积为0.2c2。所述翼型的上表面前缘半径为0.0365c，下表面前缘半径为0.0153c，上表面后缘半径为0.0711c，下表面后缘半径为0.0203c，其中c为翼型弦长。翼型的后缘半径比前缘半径偏大，下表面较为平坦，上表面凸起明显，使得翼型在反流区内经历反向流动时，气流分离区向翼型前缘推迟、分离面积缩小，同时在前行侧也能够提供一定的升力。如图4所示，将翼型后缘部分(x/c＞0.5的部分)关于x/c＝0.5直线向前翻折，可以得到前后缘的外形对比，可以明显看出后缘厚度更大，端点位置后缘半径比前缘半径更大。
翼型具体的设计目标为：第一优先级是使反向流动的阻力尽可能降低。第二优先级是保证正向流动升力足够，反向流动负升力较低；正向流动阻力比常规翼型增加不超过100％；尽可能保证较低的力矩系数。考虑到翼型配置于桨叶根部，为了保证结构强度，施加以下几何外形约束：
(1)最大厚度为弦长的26％，允许±3.8％范围的浮动。
(2)面积不能小于对比翼型DBLN526，即0.2c2，c为翼型弦长。
进一步地，在马赫数0.4，雷诺数2.81×106，正向来流迎角10°的状态时，所述翼型的升力系数为0.78345，阻力系数为0.032774，力矩系数为-0.015140。在马赫数0.4，雷诺数2.81×106，反向来流迎角-5°的状态时，所述翼型的升力系数为-0.26935，阻力系数为0.018620，力矩系数为-0.19617。这两个状态是翼型的典型工作状态，主要考虑了旋翼的升力偏置特征，后行桨叶卸载，前行桨叶更接近最佳工况迎角，因此选定迎角较大的正向流动与负迎角较小的反向流动为设计状态。
翼型下表面几何坐标参数如表1所示：
表1
Figure BDA0002992784300000051
Figure BDA0002992784300000061
翼型上表面几何坐标参数如表2所示：
表2
x/c y<sub>up</sub>/c x/c y<sub>up</sub>/c x/c y<sub>up</sub>/c
0.00000 0.000000 0.23366 0.129445 0.81093 0.129644
0.00011 0.002832 0.24969 0.133900 0.82467 0.125896
0.00035 0.005051 0.26632 0.138242 0.83787 0.122107
0.00087 0.007958 0.28357 0.142440 0.85054 0.118280
0.00178 0.011371 0.30146 0.146461 0.86270 0.114413
0.00318 0.015176 0.31998 0.150262 0.87435 0.110503
0.00515 0.019273 0.33917 0.153813 0.88550 0.106544
0.00772 0.023536 0.35902 0.157073 0.89616 0.102524
0.01091 0.027895 0.37957 0.160010 0.90634 0.098429
0.01473 0.032305 0.40081 0.162583 0.91604 0.094244
0.01917 0.036724 0.42276 0.164759 0.92525 0.089959
0.02423 0.041140 0.44545 0.166504 0.93398 0.085550
0.02987 0.045521 0.46887 0.167779 0.94223 0.080996
0.03605 0.049850 0.49305 0.168549 0.94998 0.076286
0.04277 0.054146 0.50000 0.168669 0.95723 0.071399
0.05002 0.058421 0.50695 0.168744 0.96395 0.066334
0.05777 0.062674 0.53113 0.168661 0.97013 0.061082
0.06602 0.066925 0.55455 0.168075 0.97577 0.055626
0.07475 0.071179 0.57724 0.167038 0.98083 0.049993
0.08396 0.075451 0.59919 0.165596 0.98527 0.044239
0.09366 0.079757 0.62043 0.163792 0.98909 0.038394
0.10384 0.084100 0.64098 0.161665 0.99228 0.032531
0.11450 0.088486 0.66083 0.159253 0.99485 0.026728
0.12565 0.092921 0.68002 0.156588 0.99682 0.021100
0.13730 0.097405 0.69854 0.153705 0.99822 0.015839
0.14946 0.101937 0.71643 0.150631 0.99913 0.011098
0.16213 0.106506 0.73368 0.147398 0.99965 0.007048
0.17533 0.111104 0.75031 0.144031 0.99989 0.003953
0.18907 0.115717 0.76634 0.140553 1.00000 0.000000
0.20337 0.120329 0.78178 0.136984
0.21822 0.124911 0.79663 0.133345
其中，x为翼型横坐标，ydown为翼型下表面坐标，yup为翼型上表面坐标。
如图5所示，可以看出本翼型为前后非对称的双钝头翼型，在经历正向流动时与常规钝头尖后缘翼型相比性能劣势较小，而经历反向流动时能表现出良好的低阻特性。翼型后缘的半径比前缘半径稍大，后半部分的厚度分布也略大于前半部分，使翼型可以推迟反流时的气流分离，降低型阻。
本翼型兼顾了反流时的低阻力、正流时提供足够升力且力矩系数较低的设计要求。与DBLN526翼型和同厚度的标准椭圆翼型为对比，本翼型在设计状态下气动性能优越，减阻效果明显，同时力矩系数绝对值更低，有良好的操纵特性。本翼型与DBLN526翼型在设计点的主要气动特性如表3所示。
表3
Figure BDA0002992784300000071
本实施例中还将本翼型与DBLN526翼型和26％最大相对厚度的标准椭圆翼型进行了比较：
使用计算流体力学(CFD)数值模拟方法，对本翼型进行了气动性能评估。评估计算状态为：(1)马赫数为0.4，雷诺数为2.81×106，正向流动，迎角范围0°～16°。(2)马赫数为0.4，雷诺数为2.81×106，反向流动，迎角范围-6°～0°。具体采用S-A湍流模型进行模拟。
如图6所示，正向流动时发生失速之前三种翼型的升力系数随迎角的增加基本为线性变化。其中本翼型和DBLN526翼型的升力系数和最大升力系数基本一致，且明显高于标准椭圆翼型，在中等迎角情况下，本翼型的升力系数略微高于DBLN526。如图7所示，正向流动时标准椭圆翼型的阻力最低，本翼型的阻力系数低于DBLN526翼型。如图8所示，本翼型力矩系数的绝对值在较宽的迎角范围内均低于另外两种对比翼型。标准椭圆翼型的力矩系数随着迎角增大而剧烈增加，操纵特性较差。通过对比在正向流动时的性能可知，虽然标准椭圆翼型正向流动的阻力最低，但其升力系数在计算工况下均比另外两个翼型低，难以满足升力偏置旋翼在前行侧的升力产生需求，而且标准椭圆翼型存在力矩系数较大的问题。综合比较，本翼型在正向流动时的气动性能略微优于DBLN526翼型，远优于标准椭圆翼型。
如图9所示，本翼型配置于反流区时具有较低的负升力，DBLN526翼型其次，标准椭圆翼型的负升力最大。配置于旋翼上时，后行侧根部反流区的负升力越大旋翼气动性能越差。如图10所示，本翼型的减阻效果十分明显，阻力系数明显低于另外两种对比翼型，标准椭圆翼型在反流时的阻力随负迎角的增大而剧烈增加。如图11所示，本翼型力矩系数的绝对值较小，具有较好的力矩特性。通过对比在反向流动时的性能可知，本翼型具有反向流动时的低阻特征，产生的负升力和力矩系数也低于另外两种翼型。对于升力偏置旋翼升力载荷集中于前行侧、后行侧卸载的构型特征，本翼型的气动特性较另外两种翼型更适用于此类高速直升机的桨叶根部翼型配置，一方面在前行侧正向流动时能够提供升力，另一方面在后行侧反流区内则可以明显降低型阻，同时力矩变化较小，具备良好的操纵特性。
图12-14为计算状态(2)，反向流动迎角为-5°情况下本翼型与对比翼型的前缘分离区和流线分布的对比图，可以看出，本翼型在反流时的前缘分离区域面积小于对比翼型，推迟了反流区内的气流分离，解释了本翼型反流区减阻的原因。
本实施例提供了一种配置于升力偏置旋翼根部的翼型，该翼型的设计充分考虑了升力偏置旋翼根部翼型在高速前飞时经历的非对称正向流动与反向流动气流环境。本翼型具有左右非对称的钝头前缘和钝头后缘特征，正向流动时较常规钝头尖后缘翼型，其性能劣势较小，作为根部翼型能够提供一定的升力，而且阻力增加的程度可以接受；反向流动时的低阻特性优越，产生的负升力和力矩系数也比较低。反向流动时通过推迟气流分离、缩小分离区域，实现对型阻的降低，同时力矩变化较小，具备良好的操纵特性。对于升力偏置旋翼升力载荷集中于前行侧、后行侧卸载的构型特征，本翼型比常规钝头尖后缘翼型和供对比的两种双钝头翼型更适用于升力偏置旋翼的桨叶根部翼型配置。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (3)

1.一种配置于升力偏置旋翼根部的翼型，其特征在于，所述翼型为前后缘非对称的双钝头翼型，所述翼型的最大厚度为26％c，最大厚度位置为50％c，弯度为3.7％c，面积为0.2c2；
所述翼型的上表面前缘半径为0.0365c，下表面前缘半径为0.0153c，上表面后缘半径为0.0711c，下表面后缘半径为0.0203c，其中c为翼型弦长。
2.根据权利要求1所述的配置于升力偏置旋翼根部的翼型，其特征在于，在马赫数0.4，雷诺数2.81×106，正向来流迎角10°的状态时，所述翼型的升力系数为0.78345，阻力系数为0.032774，力矩系数为-0.015140。
3.根据权利要求1所述的配置于升力偏置旋翼根部的翼型，其特征在于，在马赫数0.4，雷诺数2.81×106，反向来流迎角-5°的状态时，所述翼型的升力系数为-0.26935，阻力系数为0.018620，力矩系数为-0.19617。
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