CN115339619A - 飞行器支承构件空气动力剖面 - Google Patents

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National Helicopter Center Mill & Kamov Co ltd
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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Abstract

本发明涉及飞行器支承构件空气动力剖面。本发明涉及主旋翼桨叶剖面，更具体地来说，就涉及桨叶端部的剖面。飞行器支承构件НЦВ‑3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15％。飞行器主旋翼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。根据本发明本质设计的旋翼桨叶空气动力剖面具有可接受的承载能力及低剖面阻力，以及明显更高的质量。除了这些优点之外，该НЦВ‑3剖面在改变马赫数时具有更稳定的焦点位置，并且还让保障在高马赫数时降低阻力。

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，尤其涉及飞行器主旋翼桨叶剖面，更具体地来说，本发明涉及桨叶端部的剖面。飞行器支承构件НЦВ-3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15％。
背景技术
在设计现代直升机的主旋翼桨叶时，需要在选择转速时保障如下折衷的解决方案：一方面，推进桨叶端部马赫数的减少让减弱空气压缩性效应的表现，另一方面，桨叶尖端圆周速度的增加导致在主旋翼桨盘上减少失速区及反向绕流区。
直升机主旋翼桨叶端部上气流失速的主要来源是围绕桨叶剖面流动的气流边界层的分离。在边界层中，无论岩流边界层，还是湍流边界层中会形成强烈的涡流，因此发生边界层厚度的增加并随后发生边界层的分离。这些涡流离开桨叶表面，并形成旋涡尾迹。桨叶分离的涡流间歇地撞击直升机的结构，导致直升机个別部件的搖动和振动。
我们所知支承面横截面的空气动力剖面(RU2558539、B64C27/467专利证书，发布2014年08月10日)，该空气动力剖面具有В长度的弦。剖面的前缘是圆形的，后缘是尖锐的或钝的。各边缘配置剖面弦的末端，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在0.009В÷0.017范围内的Rв轮廓上部的倒圆半径，而Rн轮廓下部具有在0.006В÷0.013В范围内的倒圆半径。С剖面的最大相对厚度在0.092В÷0.098В的范围内，并且配置沿其弦距轮廓前缘Х＝0.24В÷0.45В的距离处。
我们所知最接近申请发明的NACA-23012剖面(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，该中线是由对接时无折断处及中断处轮廓三次抛物线的曲率弓形与尾部直线部分而组成。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。NACA-23012剖面基本特征是在《翼剖面空气动力特性》教材(弗·阿·弗罗洛夫，萨马拉，2007年，第21、23、28页)引用的。
发明内容
该申请发明所要解决的技术问题是借助于在高马赫数和最小阻力下具有增加提升力的空气动力剖面，便改进直升机主旋翼结构设计，这将确保桨叶的高度承载能力，并减少在桨叶端部气流分离时产生的载荷和振动；将改善旋翼飞行器旋翼桨叶端部截面的主要空气动力特性，获得良好的使用特性。
本发明的技术成果在于设计具有可接受承载能力并在M＝0.5÷0.9和CY>0.15数字范围内剖面阻力值(与已知的主旋翼桨叶端部剖面相比)空气动力剖面的轮廓，借助于更小阻力具有更高的质量，以及在主要绕流状态M数的工作范围内，剖面气动力焦点更稳定的位置。
为达到技术成果，我们提出飞行器支承构件空气动剖面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，凸曲线的坐标是从轮廓的中线开始计算的，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9％的厚度计算的，并在表1中给出，表中：
此时，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]X＝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 BDA0003519112690000021
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 BDA0003519112690000031
为相对厚度，％，
下轮廓以公式[3]计算：
[3]
Figure BDA0003519112690000032
式中：Y下为剖面下线的坐标，m；
Figure BDA0003519112690000033
为相对厚度，％，b为剖面需要重新计算的弦长，m。
对9％厚度本坐标的值是在表1指出的。
表1
Figure BDA0003519112690000034
Figure BDA0003519112690000041
此外，该剖面属于桨叶端部截面。
此时，以最大剖面厚度与弦长百分之的比值，便可确定空气动力剖面的厚度，为8至15％。
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主旋翼桨叶端部截面。
附图说明
与原型剖面相比，基于本发明设计剖面材的优势如下图所示：
图1主桨叶端部最大升力系数与马赫数的关系曲线图；
图2阻力系数与马赫数的关系曲线图；
图3质量与马赫数的关系曲线图；以及
图4剖面焦点位置与马赫数的关系曲线图。
具体实施方式
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15％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Cymax最大升力系数由于马赫数的关系式。
图2上显示大约等于NACA-23012剖面阻力。
有0.7马赫数时，НЦВ-3剖面的最大质量超越2(两)次【图3】。
图4上可见，在马赫数0.6÷0.9范围内，НЦВ-3剖面焦点位置是更稳定的。
因此，根据本发明本质设计的旋翼桨叶空气动力剖面具有可接受的承载能力及低剖面阻力，以及明显更高的质量。除了这些优点之外，该НЦВ-3剖面在改变马赫数时具有更稳定的焦点位置，并且还让保障在高马赫数时降低阻力。

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，其特征在于，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9％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]X＝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 FDA0003519112680000015
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 FDA0003519112680000011
为相对厚度，％，
下轮廓以公式[3]计算：
[3]
Figure FDA0003519112680000016
式中：
Y下为剖面下线的坐标，m；
Figure FDA0003519112680000013
为相对厚度，％，
b为剖面需要重新计算的弦长，m，
表1
Figure FDA0003519112680000014
Figure FDA0003519112680000021
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，其属于桨叶端部的截面。
3.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，该剖面以最大剖面厚度与弦百分之的比值，便能确定空气动力剖面的厚度，为8至15％。
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