CN114644107A - 飞行器支承构件空气动力剖面 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞行器支承构件空气动力剖面。该动力剖面含有上下面积的轮廓。以最大剖面厚度与弦百分之的比值，便可测定轮廓的厚度，为8至20％。飞行器升力桨桨叶空气动力剖面包含上面及下面，由凸曲线及其与相对于轮廓弦的指定坐标的交点形成的轮廓。凸曲线的坐标是从剖面的中线测量的，此时要加上上面坐标，而减去下面坐标。该坐标由如下比率确定，这些比率是针对10.5％的厚度计算得出的。按本发明本质设计的螺旋桨叶空气动力剖面在主要空气动力学特性方面比已知的直升机螺旋桨叶剖面具有显着的优势，这些空气动力特性优势在飞行器旋翼机各种飞行模式下决定螺旋桨叶的特性及在飞行高度增加推力，使直升机在低压和高温条件下运行。

Description

飞行器支承构件空气动力剖面
技术领域
本发明涉及航空领域，尤其涉及用于飞行器升力桨及尾桨螺桨叶中与根截面的剖面。飞行器支承构件НЦВ-1空气动力剖面含有上与下面积的轮廓。以最大剖面厚度与弦百分之的比值，便可测定轮廓的厚度，为8至20％。
背景技术
NACA-23012的剖面是我们所知的(4.3册：《直升机。计算与设计》，莫斯科出版社：机器制造业【1966】)，其轮廓是以分数幂多项式描述的NACA-0012对称剖面光滑轮廓放中线(按其法线)上而组成，该中线是由对接时不会曲折并破坏轮廓三次抛物线的曲率弓形与尾部直线部分而组成(NACA Report,824号,1945,第101、146页)。以这种方式获得的原型剖面的轮廓形状决定在气流中流动时的空气动力特性。
已知飞行器支承构件空气动力剖面(RU2098321特许证，B64C11/18，出版于1997年12月10日),其用于升力桨及尾桨螺旋桨叶中截面，此时剖面轮廓上部有一条曲率半径，其从前缘至剖面中部平滑单调递增的前出口段与当接近后缘时曲率半径单调递减的后凹部分，此外，这两个部分的连接并不会破坏轮廓曲率约80％的剖面弦。剖面前缘上部的倒圆半径为其弦的2.3～2.8％，范围X＝0.33B～0.37B。YB值达到其最大值YBmax＝0.0850B-0.086B。剖面可以配备安装在其后缘的特殊尾板。该尾板相对于弦杆的安装长度和角度取决于所需的弯矩和剖面特性。剖面相对厚度的可能选项，因为它沿弦的法线成比例地延伸或压缩。此时，顶面与底面的比例系数可以不同。
已知最接近要求技术方案的螺旋桨叶(RU2123453特许证，B64C11/16，出版于1998年12月20日)。该螺旋桨叶是由一个空气动力剖面形式的剖面制成，其弦长为B。剖面的前缘是圆形的，后缘是尖锐的或钝的。边缘位于剖面弦的末端，并由剖面轮廓的上部与下部的平滑线相互连接。桨叶剖面的前缘具有轮廓上部的倒圆半径。半径在0.017B～0.023B范围内。桨叶剖面的前缘还具有轮廓下部的倒圆半径。半径在0.006B～0.0085B范围内。剖面的最大相对厚度在0.105～0.109的范围内，并且位于沿其弦距轮廓前缘X＝0.33B～0.38B的距离处。轮廓上部与下部点的纵坐标与剖面弦的长度有关，位于沿其弦距剖面前缘的相对距离X/B处。
具有上述空气动力剖面形式的剖面螺旋桨叶的制造让在M＝0.2～0.8及0.15<CY<CYmax的范围内增加支承能力并减小阻力值。
需要指出，按RU2123453许可证制造剖面使用螺旋桨叶过程中发现一些缺陷。所有缺点为在剖面尾部有一条板的缺陷。该一条板在操作过程中会变形。由于变形的一条板，螺旋桨叶剖面周围的流动特性发生变化。这些导致控制系统中负载发生变化，并会对整个飞行器导致操作安全问题。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是去掉剖面后部的一条板，并且未恶化旋翼飞行器桨叶空气动力剖面的主要空气动力特性(甲～丁)，以及包括开发具有可接受承载能力并阻力值的翼型轮廓，以及具有可接受的承载能力及阻力值的翼型轮廓的设计(与已知的升力桨中间剖面轮廓相比)，在数字范围内M＝0.3～0.8及CY>0.15为止，其具有扭矩系数Cmo的相对较小的值，以及在M数的工作范围内，翼型的气动焦点在主要流态中的位置更稳定，并且还可以放弃剖面尾部的一条板，这排除了桨叶变形的可能性并增加了所有飞行模式的可靠性，并且还可以放弃剖面尾部的板，这排除了桨叶变形的可能性并增加了所有飞行状态的可靠性。
本发明的技术结果是获得如下剖面良好的性能特性：在飞行高度增加推力，在低压和高温条件下运行。
按申请的发明，由于在飞行器升力桨空气动力剖面中，包括由凸曲线形成的上下轮廓及其与相对于剖面弦的给定坐标的交点，便取得技术结果，按提交的发明，凸曲线的坐标是从剖面的中线开始计算的，此时要添加顶部坐标并减去底部，坐标由以下比率确定，这些比率是针对10.5％的厚度计算的，并在表1中给出，表中：
X/b为轮廓点沿X轴的坐标与剖面弦长的比值，
Y中/b为中线点沿Y轴的坐标与剖面弦长的比值，
Y轮廓/b为轮廓点沿Y轴的坐标与上面及下面剖面弦长的比值，
沿X轴的参数以如下公式[1]计算：
[1]Х＝X/b*b/100，式中：
X为沿X轴的剖面坐标，m；
b为剖面需要重新计算的弦长，m，
上轮廓以公式[2]计算：
[2]
Figure BDA0003398488540000031
式中：
Y上为剖面上线的坐标，m；
b为剖面需要重新计算的弦长，m，
Figure BDA0003398488540000032
为相对厚度，％，
下轮廓以公式[3]计算：
[3]
Figure BDA0003398488540000033
式中：
Y下为剖面下线的坐标，m；
Figure BDA0003398488540000034
为相对厚度，％，
b为剖面需要重新计算的弦长，m。
表1
Figure BDA0003398488540000035
Figure BDA0003398488540000041
此外，桨叶的空气动力剖面属于桨叶底部或中部的剖面。
此时，以最大剖面厚度与弦百分之的比值，便可确定气体动力剖面的厚度，为8至20％。
按本发明的本质设计的飞行器支承构件空气动力剖面在基本空气动力特性方面优于已知的直升机旋翼桨叶剖面。使用设计的空气动力剖面还可以放弃剖面尾部的一条板，这些排除桨叶变形的可能性，并提高所有飞行模式下的可靠性。
附图说明
本发明以如下附图可说明：
图1为中段起点及终点迎角对马赫数依赖关系图；
图2为最大升力与马赫数的关系曲线图；
图3为最大质量与马赫数的关系曲线图；
图4为最大剖面阻力与马赫数的关系曲线图。
具体实施方式
对于有前途的直升机，最重要的是其螺旋桨叶中间部分剖面的以下空气动力特性：
a)马赫数的特征值M＝0.3～0.8时，剖面最大升力系数CYmax值；
b)剖面CY<CYmax的升力系数值范围，其阻力系数Cxp的小值在M<0.8处中；
c)最大气动性能Kmax＝max(CY/Cxp)在数字M＝0.5～0.8范围内的值；
d)零升力时的Cmo剖面力矩系数值及其Xf气动焦点在数字M的操作范围内的位置，M＝V/a；
式中：V为围绕桨叶的气流沿垂直于其轴线的局部速度；
a为在规定的飞行条件下，空气中的声速。
按(甲～丁)项，剖面空气动力特性在各种飞行模式(包括悬停模式)下对螺旋桨的最大承载能力，由螺旋桨消耗的功率，控制系统中负数量及升力桨运行时的稳定性有重大的影响。
提议飞行器升力桨空气动力剖面属于尾部和中部剖面，并包含上面及下面，由凸曲线及其与相对于轮廓弦的指定坐标的交点形成的轮廓。凸曲线的坐标是从剖面中线算起的：对上面要加上，对下面要减去。
坐标以如下关系式确定的：
X/b为轮廓点沿X轴的坐标与剖面弦的比值；
Y中/b为中线点沿Y轴的坐标与剖面弦的比值；
Y轮廓/b为轮廓点沿Y轴的坐标与上下剖面弦的比值。
对10.5％厚度本坐标的值是在表1指出的。
沿X轴的参数以如下公式[1]计算：
[1]Х＝X/b*b/100，式中：
X为沿X轴的剖面坐标，m；
b为剖面需要重新计算的弦长，m。
上轮廓以公式[2]计算：
[2]
Figure BDA0003398488540000061
式中：
Y上为剖面上线的坐标，m；
b为剖面需要重新计算的弦长，m，
Figure BDA0003398488540000062
为相对厚度，％，
下轮廓以公式[3]计算：
[3]
Figure BDA0003398488540000063
式中：
Y下为剖面下线的坐标，m；
Figure BDA0003398488540000064
为相对厚度，％，
b为剖面需要重新计算的弦长，m。
通过将表中给出的纵坐标乘以所需剖面相对厚度的比率来获得在8至20％范围内相对厚度的剖面。
理论研究的结果通过计算空气动力学(CFD)程序包中的计算得到验证，并在曲线图中进行说明(图1至图4)。
图1上显示α迎角对中间部分开始和结束的马赫数的关系式。r值范围0.5至0.9，r为桨叶相对半径。
理论研究结果表明，带由НЦВ-1剖面的桨叶将有0.1至0.8马赫数范围的中间段上操【图1】。
图2上显示Cymax最大升力由于马赫数的关系式。
空气动力学(CFD)程序包中的计算表明，马赫数为0.4至0.7时，НЦВ-1剖面在最大升力方面平均5％超过NACA23012剖面【图2】。
图3上显示最大质量Kmax由于马赫数的关系式。
有0.5马赫数时，НЦВ-1剖面的最大质量超越70％【图3】。
图4上显示Cxmin最小阻力由于马赫数的关系式。
不大于～0.75马赫数时，НЦВ-1剖面的最小阻力相当于NACA23012的最小阻力【图4】。
总而言之，按本发明本质设计的螺旋桨叶空气动力剖面在主要空气动力学特性方面比已知的直升机螺旋桨叶剖面具有显着的优势，这些空气动力特性优势在飞行器旋翼机各种飞行模式下决定螺旋桨叶的特性，以及在飞行高度增加推力，使直升机在低压和高温条件下运行。
使用设计的空气动力剖面还可以放弃剖面尾部的一条板，这些排除桨叶变形的可能性，并提高所有飞行模式下的可靠性。

Claims (3)

1.一种飞行器支承构件空气动力剖面，其包含由凸曲线形成的上下轮廓及其与相对于剖面弦的给定坐标的交点，区别在于凸曲线的坐标是从轮廓的中线开始计算的，此时要添加顶部坐标并减去底部，坐标由以下比率确定，这些比率是针对10.5％的厚度计算的，并在表1中给出，表中：
X/b为轮廓点沿X轴的坐标与剖面弦长的比值，
Y中/b为中线点沿Y轴的坐标与剖面弦长的比值，
Y轮廓/b为轮廓点沿Y轴的坐标与上面及下面剖面弦长的比值，
沿X轴的参数以如下公式[1]计算：
[1]Х＝X/b*b/100，式中：
X为沿X轴的剖面坐标，m；
b为剖面需要重新计算的弦长，m，
上轮廓以公式[2]计算：
Figure FDA0003398488530000011
式中：
Y上为剖面上线的坐标，m；
b为剖面需要重新计算的弦长，m，
Figure FDA0003398488530000012
为相对厚度，％，
下轮廓以公式[3]计算：
Figure FDA0003398488530000013
式中：
Y下为剖面下线的坐标，m；
Figure FDA0003398488530000014
为相对厚度，％，
b为剖面需要重新计算的弦长，m；
表1
Figure FDA0003398488530000015
Figure FDA0003398488530000021
Figure FDA0003398488530000031
2.根据权利要求1所述的飞行器支承构件空气动力剖面，其特征在于，其属于桨叶底部或中部的剖面。
3.根据权利要求1或2所述的飞行器支承构件空气动力剖面，其特征在于，以最大剖面厚度与弦百分之的比值，便能确定气体动力剖面的厚度，为8至20％。
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