CN116443244A - 一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型，该翼型前缘半径为0.002，翼型最大厚度为0.07，位于翼型40.5％弦长处，最大弯度为0.0092，位于翼型10.4％弦长处。该翼型相对于经典的厚度为7％的翼尖桨叶OA407，设计翼型的最大弯度变小，最大厚度位置后移，通过更加平缓的厚度分布来延迟激波的产生。本发明翼型相较于OA407阻力发散马赫数提高了0.015，达到0.87，阻力系数明显降低，力矩特性明显改善。

Description

一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临 界翼型

技术领域

本发明涉及高速直升机桨叶尖部翼型领域，具体的为一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型。

背景技术

以美国西科斯基公司S-97为代表的前行桨叶概念的高速直升机在保留常规直升机优异近地面机动能力的基础上，平飞速度提高至450km/h以上，航程大于1200km，是下一代军用直升机的主要构型。常规直升机旋翼受到前行桨叶激波限制和后行桨叶失速限制，飞行速度最大只能到300km/h左右。而基于前行桨叶概念的高速直升机打破了常规直升机旋翼的工作原理，采用共轴双旋翼构型，只通过旋翼前行侧提供升力，后行侧不提供升力，充分利用了旋翼前行侧动压大的优势，避免了后行侧失速对飞行速度的限制；同时，在高速飞行时，降低旋翼转速以减弱前行桨叶激波的限制，并采用辅助推进装置(推力桨)提供足够的前进力。该构型直升机结构紧凑，保留并提升了常規直升机低空机动能力，可实现大幅度的速度提升。

发明内容

根据对高速共轴旋翼机桨叶翼型特定分布的研究，总结出直升机桨叶的特征如下：沿展向35％之内为强反流区，布置钝后缘翼型以减小反流分离的阻力，提高飞行效率；展向0.35％-0.40％范围内为钝后缘翼型向尖后缘翼型的过渡区，布置正常尖后缘翼型；沿展向55％左右为主区域，主要考虑高升阻比、无需考虑力矩发散；而沿展向60％到85％区段则需要考虑高升阻比，小力矩等特点；桨叶尖端展向90％到100％处则需要保持高发散马赫数以及高升阻比，平衡的俯仰力矩系数。

特别的，对于大型共轴旋翼直升机，桨尖部分工作于跨声速区段，桨叶尖部出现激波，桨尖超过临界马赫数后，波阻急剧增大，会导致直升机桨叶气动特性恶化。为了解决直升机桨叶尖端失速，本发明设计了一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻的超临界翼型。

该翼型主要运用于共轴直升机桨叶尖段，基于经典的OA407翼型，通过多目标优化设计得到，其中的优化目标为跨声速马赫数为0.83，0.86，0.90状态下的零升阻力系数，以及中亚声速马赫数为0.6，攻角为6度时的阻力系数。约束为相应状态下的力矩以及厚度不变小、马赫数为0.6时的升阻比不低于85。

该翼型特征如下：

该翼型前缘半径为0.002，翼型最大厚度为0.07，位于翼型40.5％弦长处，最大弯度为0.0092，位于翼型10.4％弦长处。需要注意的是，在翼型设计领域，参数描述均是采用无量纲量进行描述，所以上述前缘半径、最大厚度、最大弯度以及后续翼型坐标描述均采用无量纲量进行描述，无量纲过程以翼型弦长c为基准。

进一步的，翼型上表面和下表面采用8阶CST参数化的几何坐标表达式分别为

其中x表示翼型上表面或者下表面的横坐标，y代表翼型上表面或者下表面对应的纵坐标，n代表CST参数化方法的阶次，对于本发明运用的8阶CST参数化方法，n则为8，y_tail代表翼型根部台阶的y坐标。

翼型上表面拟合系数为：

翼型下表面拟合系数为：

进一步的，翼型上、下表面拟合系数优选：

翼型上表面拟合系数为：

翼型下表面拟合系数为：

进一步的，用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型的上表面坐标在下表中给出：

下表面坐标如下：

该翼型相对于经典的厚度为7％的翼尖桨叶OA407，设计翼型的最大弯度变小，最大厚度位置后移，通过更加平缓的厚度分布来延迟激波的产生。本发明翼型相较于OA407阻力发散马赫数提高了0.015，达到0.87，阻力系数明显降低，力矩特性明显改善。

有益效果

本发明提供了一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型。共轴刚性旋翼翼型桨尖速度最高可达0.9马赫以上，传统的单旋翼翼型很难满足设计要求，因此需要对该翼型进行特殊的设计。本发明重点考虑了跨声速状态的阻力特性，对发散马赫数进行精细设计，在保证了升阻比特性的同时，仍然考虑了力矩特性，使得本发明翼型无论是在低亚声速还是跨声速均拥有优于经典桨尖翼型(OA407)的力矩特性。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1为本发明翼型几何外形图。

图2本发明翼型几何外形图与OA407几何外形图对比。

图3本发明翼型中弧线与OA407中弧线。

图4本发明翼型与OA407翼型在跨声速区零升阻力随马赫数变化曲线。

图5本发明翼型与OA407翼型在跨声速区零升力矩随马赫数变化曲线。

图6本发明翼型与OA407翼型在Ma＝0.4升阻比随升力系数的变化曲线。

图7本发明翼型与OA407翼型在Ma＝0.4俯仰力矩系数随升力系数变化曲线。

图8本发明翼型与OA407翼型在Ma＝0.5升阻比随升力系数的变化曲线。

图9本发明翼型与OA407翼型在Ma＝0.5俯仰力矩系数随升力系数变化曲线。

图10本发明翼型与OA407翼型在Ma＝0.5升阻比随升力系数的变化曲线。

图11本发明翼型与OA407翼型在Ma＝0.6俯仰力矩系数随升力系数变化曲线。

图12本发明翼型与OA407翼型在Ma＝0.86时零升压力分布。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

大型共轴旋翼直升机在高速前行状态时，桨叶中后部自由来流处于跨声速阶段，桨叶上表面气流加速产生的激波极大的提升了桨叶阻力，严重影响了桨叶的气动特性。

为此，本实施例根据共轴旋翼直升机桨叶面临的气动问题，提出一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型。该翼型主要运用于共轴直升机桨叶尖段，基于经典的OA407翼型，通过多目标优化设计得到，设计状态如下所示：

通过最小化跨声速三个设计状态的零升阻力，并约束相应状态下的力矩系数。同时保持较好的中亚声速升阻比状态。以此设计出一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型。

本实施例中提到的一种于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型，其高速的考察马赫数为0.86。本发明翼型按照横纵坐标比例为1的图纸如图1所示。翼型面积0.05138，翼型的前缘半径为0.002，翼型的最大厚度为7.00％，位于翼型40.5％弦长处，最大弯度为0.0092，位于翼型10.4％弦长处。上述参数描述均是基于无量纲形式进行表达，即默认翼型的弦长为1进行描述。

具体的，翼型上表面和下表面采用8阶CST参数化的几何坐标表达式分别为

其中x表示翼型上表面或者下表面的横坐标，y代表翼型上表面或者下表面对应的纵坐标，n代表CST参数化方法的阶次，对于本发明运用的8阶CST参数化方法，n则为8，y_tail代表翼型根部台阶的y坐标。

翼型上表面拟合系数为：

翼型下表面拟合系数为：

进一步的，翼型上、下表面拟合系数优选：

翼型上表面拟合系数为：

翼型下表面拟合系数为：

进一步的，用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型的上表面坐标在下表中给出：

下表面坐标如下：

将本实施例与经典7％厚度的OA407作为参考翼型进行对比，图2为两种翼型的对比图，为了更好的观察其差异，将其进行横纵坐标不均匀处理，以更加直观的观察两种翼型的几何变化。可以观察到本实施例(图中图例命名为OPT)相较与参考翼型(图例命为OA407)如图一所示，可以观察到相比于原始的OA407翼型，优化翼型的前缘变化更加平缓，最大厚度位置后移，这意味着更加平滑的厚度分布，根据跨声速面积律规律，其能起到延迟激波的作用，从而提升阻力发散马赫数。

对优化翼型发散马赫数0.86时的压力分布进行分析，计算状态为(Ma＝0.86，CL＝0.00，Re＝5.832e6)。图12给出了本发明翼型与OA407翼型在Ma＝0.86处零升设计状态下压力分布形态图。可以观察到，相比于原始翼型，本发明翼型前缘吸力峰更小，同时原始翼型在0.3弦长处产生可激波，而本发明翼型的前缘压力从0.1弦长处逐渐降低，没有激波产生。进一步的本翼型在零升状态下力矩分布更为合理，在0.3靠近力矩参考点处，上下压差重合，前后缘产生的力矩几乎抵消。从图4可以观察到，Ma＝0.86时翼型的力矩系数几乎为0，处于自平衡状态。力矩特性大大优于经典的OA407翼型。

给出本发明翼型(OPT)与参考翼型(OA407)在设计点附近的零升气动参数如下表，图4与图5为基于该表的数据补全图：

分析本发明在设计状态附加的气动特性，其数据如上表所示，同时绘制本发明翼型与参考翼型设计点附近跨声速的零升阻力以及力矩特性曲线对比图，如图4，图5所示。在设计点附加，本发明相比OA407拥有更小的零升阻力，以及更优秀的力矩特性。分析本发明低速状态Ma＝0.4，Ma＝0.5以及Ma＝0.6的升力特性分别如图6，图8、图10所示，采用MSES方法进行评估，可以观察到，本发明的低速升力特性相对于OA407有所降低，但这是合理且可以接受的，并且在设计本翼型的时候，本发明对Ma＝0.6的升阻比进行了约束，使其低于85。并且，该翼型在低速下的力矩特性也较原始翼型优秀。综合上诉分析，即本发明为基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型的原因。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (6)

1.一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型，其特征在于：翼型前缘半径为0.002，翼型最大厚度为0.07，位于翼型40.5％弦长处，最大弯度为0.0092，位于翼型10.4％弦长处；所述前缘半径、最大厚度、最大弯度采用无量纲量描述，以翼型弦长c为基准。

2.根据权利要求1所述一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型，其特征在于：所述翼型用于共轴直升机桨叶尖端展向90％到100％处区段。

3.根据权利要求1所述一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型，其特征在于：所述翼型基于经典的OA407翼型，通过多目标优化设计得到，其中的优化目标为跨声速马赫数为0.83，0.86，0.90状态下的零升阻力系数，以及中亚声速马赫数为0.6，攻角为6度时的阻力系数；约束为相应状态下的力矩以及厚度不变小、马赫数为0.6时的升阻比不低于85。

4.根据权利要求1、2或3所述一种基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型，其特征在于：翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为

其中x表示翼型上表面或者下表面的横坐标，y代表翼型上表面或者下表面对应的纵坐标，n代表CST参数化方法的阶次，y_tail代表翼型根部台阶的y坐标；

翼型上表面拟合系数为：

翼型下表面拟合系数为：

5.根据权利要求4所述一种基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型，其特征在于：

翼型上表面拟合系数为：

翼型下表面拟合系数为：

6.根据权利要求1所述一种基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型，其特征在于：所述翼型的上下表面数据在下表给出：

上表面坐标：

下表面坐标：