CN116654246A - 一种用于直升机桨叶中部的亚音速高升力低阻层流翼型 - Google Patents
一种用于直升机桨叶中部的亚音速高升力低阻层流翼型 Download PDFInfo
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Abstract
本发明提出一种用于直升机桨叶中部的亚音速高升力低阻层流翼型，翼型前缘半径为0.00588，翼型最大厚度为13.10％，位于翼型30.5％弦长处，最大弯度为0.0126，位于翼型27.7％弦长处，后缘夹角为6.78°；所述前缘半径、最大厚度、最大弯度采用无量纲量进行描述，以翼型弦长c为基准。本发明相对于NACA 62(3)‑213经典层流翼型，其能够推后转捩位置，维持更大的层流区，具有更好的升阻特性。同时翼型弯度的增大能够平衡抬头力矩，使其较NACA 62(3)‑213具有更低的俯仰力矩峰值。
Description
技术领域
本发明涉及直升机桨叶翼型设计领域，具体为一种用于直升机桨叶中部的亚音速高升力低阻层流翼型。
背景技术
直升机旋翼处于多变的气动环境中，旋翼桨叶在绕转轴旋转的同时还具有随直升机前飞的前向速度，剖面翼型的来流速度和迎角在旋转过程中剧烈变化。随着直升机飞行速度的提高，桨叶的气动环境越发复杂，旋转中存在的前行侧压缩性、后行侧动态失速、反流等各种气动现象，限制了直升机飞行速度的进一步提升，使其难以超过300km/h。
翼型的气动性能对旋翼性能的优劣具有决定性作用，显著影响直升机的前飞速度、快速机动性能、起降性能、操纵品质和飞行效率。同时，旋翼展向不同位置的流动特点以及工作状态也对翼型设计提出了不同的要求。例如，展向35％之内的强反流区需布置钝后缘翼型以减小分离阻力，展向35％-40％位置处钝后缘翼型向尖后缘翼型过渡区域需布置正常尖后缘翼型，展向55％位置处的层流区主要高升阻比的层流翼型而一般可以不考虑力矩发散特性，展向60％到85％区域需考虑高升阻比、低力矩等特点，桨尖部分由于接近超声速则需要考虑发散马赫数等。因此，旋翼翼型的设计是一个多设计点、多设计指标、约束条件复杂的综合优化设计问题。
发明内容
随着对直升机性能需求的越来越严苛，对其旋翼翼型的气动性能要求也越来越高，传统翼型已经无法满足新提出的气动性能要求，如某新型直升机，根据其性能指标，要求在桨叶中部区段提出新的翼型，在有效平衡翼型抬头力矩的基础上，尽可能扩大层流区域，在不超过10°攻角时，尽可能提升升阻比。
为此，本发明针对直升机桨叶中部区段，展向约55％位置处的翼型设计需求，提出一种亚音速低阻层流翼型，该翼型以经典的厚度为13％的NACA 62(3)-213层流翼型为对比翼型，具有的相对较小的前缘半径，可以推后转捩位置、扩大层流区域，在不超过10°攻角时，相同来流下拥有更大的升阻比；而且翼型弯度增大，最大厚度位置从35％弦线处前移至30.5％弦线处，最大弯度位置从51.9％弦线处前移至27.7％弦线处，能够平衡抬头力矩，提升旋翼的配平特性，此外翼型上表面后缘斜率变化更为平缓，能够维持更大的层流流动范围，从而有利于减少摩擦阻力。
本发明的技术方案为：
一种用于直升机桨叶中部的亚音速高升力低阻层流翼型，其翼型特征如下：
该翼型前缘半径为0.00588，翼型最大厚度为13.10％，位于翼型30.5％弦长处，最大弯度为0.0126，位于翼型27.7％弦长处，后缘夹角为6.78°。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的几何坐标表达式为：
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，ytail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，用于直升机桨叶中部的亚音速高升力低阻层流翼型的上下表面坐标点位置为：
上表面坐标：
下表面坐标如下：
有益效果
与现有技术相比，本发明具有以下技术效果：
本发明提供了一种用于直升机桨叶中部的亚音速高升力低阻层流翼型。对于直升机旋翼，桨叶中段翼型处于相对大范围层流区，本发明在保证俯仰力矩系数变化不大的前提下，改善了其10°以下迎角时的阻力特性，同时降低了俯仰力矩系数峰值。本发明相对于NACA 62(3)-213经典层流翼型，其能够推后转捩位置，维持更大的层流区，具有更好的升阻特性。同时翼型弯度的增大能够平衡抬头力矩，使其较NACA 62(3)-213具有更低的俯仰力矩峰值。本发明为直升机桨叶中部翼型的设计奠定了基础。
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NACA 62(3)-213几何外形图对比
图3本发明翼型中弧线与NACA62(3)-213中弧线
图4本发明翼型与NACA62(3)-213翼型在设计点处压力分布形态图(Ma＝0.5)
图5本发明翼型与NACA62(3)-213翼型在低亚声速状态升阻比特性曲线对比图(Ma＝0.4)
图6本发明翼型与NACA62(3)-213翼型在低亚声速状态升阻比特性曲线对比图(Ma＝0.5)
图7本发明翼型在设计点的压力分布
图8NACA62(3)-213翼型在设计点的压力分布
图9为本发明翼型与NACA62(3)-213翼型低速力矩特性曲线对比图(Ma＝0.4)
图10为本发明翼型与NACA 62(3)-213翼型低速力矩特性曲线对比图(Ma＝0.5)
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。
直升机在前行状态时，其桨叶中部要求具有较大的层流区，维持桨叶中部的层流流动，以改善旋翼的升阻特性，提高直升机的飞行效率。
为此，本实施例根据直升机桨叶的气动性能需求，提出一种用于直升机桨叶中部的亚音速高升力低阻层流翼型。该翼型的设计思路基于鲁棒优化设计方法，对旋翼翼型在低亚声速Ma＝0.4，Ma＝0.5的气动性能进行了优化，以满足高升阻比和低的力矩特性设计要求。
本实施例中优化设计得到的翼型按照横纵坐标比例为1的图纸如图1所示。翼型的前缘半径为0.00588，翼型面积0.08075，翼型的最大厚度为13.10％，位于翼型30.5％弦长处，最大弯度为0.0126，位于翼型27.7％弦长处，后缘夹角为6.78°。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。
翼型上表面和下表面运用7阶CST参数化进行拟合得到的的统一表达式如下：
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，ytail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，用于直升机桨叶中部的亚音速高升力低阻层流翼型的上下表面坐标点位置为：
上表面坐标：
下表面坐标如下：
将NACA 62(3)-213经典层流翼型作为参考翼型与本实施例进行对比，图2为两种翼型的对比图，为了更好的观察其差异，设置坐标轴纵横比为0.15。从几何的角度：可以观察到本实施例(图中图例命名为OPT)相较于参考翼型(图例命名为NACA 62(3)-213)前缘半径相对较小；本实施例相较于参考翼型在后缘上部拥有更小的斜率(图片的A处)；参考图3本发明翼型中弧线与参考翼型中弧线，可以观察到，本发明相比于参考翼型拥有更大的最大弯度，且最大弯度位置提前，翼型后端则更为平缓。
几何外形的改变必然导致气动性能的变化。首先分析本发明在低亚音速来流状态下(Ma＝0.5，Re＝2.16e6)的气动性能。图4给出了本发明翼型与NACA 62(3)-213翼型在设计点附近零升设计状态下压力分布形态图。其一，优化翼型前缘半径相对于原始翼型减小，使得本发明翼型具有靠后的转捩位置以及更大的层流区域，从而在较大攻角下具有更好的阻力特性。其二，优化翼型上表面斜率变化更加平缓，有利于延缓流动转捩，形成较大的层流区域。为了更加直观地体现翼型的压力分布特性，图7和图8分别给出了本发明翼型与基准NACA 62(3)-213翼型在Ma＝0.5，攻角α＝10°状态下的压力分布云图以及流线图，图7中翼型上表面低压区与下表面高压区范围均相对于原始翼型更大，因而具有较高的升阻比，同时优化翼型转捩位置靠后，分离区较小，有助于减少摩擦阻力，改善翼型的阻力特性。其三，由图4对比优化前后翼型的压力分布可知，优化后翼型下表面压力分布变化不明显，对比上表面压力分布，初始翼型NACA 62(3)-213中段压力较高，导致翼型具有较大的抬头力矩，优化后，翼型中段压力降低，使翼型的抬头力矩得到配平，从而降低翼型的力矩绝对值。
给出本发明翼型(OPT)与参考翼型(NACA 62(3)-213)在设计点附近的气动力系数如下表：
Ma＝0.4
Ma＝0.5
分析本发明在设计状态附近的气动特性，其气动力系数如上表所示，同时绘制本发明翼型与参考翼型设计点附近的升阻比曲线对比图，如图5，图6所示。在设计点附近，本发明相比NACA 62(3)-213在不同迎角下均拥有更高的升阻比。分析本发明的力矩系数曲线对比图如图9，图10所示，可以观察到，与NACA 62(3)-213相比，本发明具有更小的俯仰力矩系数峰值。
本发明在有效平衡翼型抬头力矩的基础上，扩大了层流区域，在设计攻角范围内，具有较高的升阻比，满足了新一代高速直升机性能要求。
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 (4)
1.一种用于直升机桨叶中部的亚音速高升力低阻层流翼型，其特征在于：翼型前缘半径为0.00588，翼型最大厚度为13.10％，位于翼型30.5％弦长处，最大弯度为0.0126，位于翼型27.7％弦长处，后缘夹角为6.78°；所述前缘半径、最大厚度、最大弯度采用无量纲量进行描述，以翼型弦长c为基准。
2.根据权利要求1所述一种用于直升机桨叶中部的亚音速高升力低阻层流翼型，其特征在于：翼型上表面和下表面的几何坐标表达式为
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，ytail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：
3.根据权利要求2所述一种用于直升机桨叶中部的亚音速高升力低阻层流翼型，其特征在于：翼型上、下表面拟合系数为：
翼型上表面拟合系数为：
翼型下表面拟合系数为：
4.根据权利要求1所述一种用于直升机桨叶中部的亚音速高升力低阻层流翼型，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：
下表面坐标如下：
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| CN202310875101.2A Pending CN116654246A (zh) | 2023-07-17 | 2023-07-17 | 一种用于直升机桨叶中部的亚音速高升力低阻层流翼型 |
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2023
- 2023-07-17 CN CN202310875101.2A patent/CN116654246A/zh active Pending
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