CN209274877U

CN209274877U - 一种直升机翼型

Info

Publication number: CN209274877U
Application number: CN201821781148.3U
Authority: CN
Inventors: 杨炯; 张卫国; 孙俊峰; 黄明其; 江雄; 杨永东; 武杰; 卢风顺; 何龙
Original assignee: Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Current assignee: Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority date: 2018-10-31
Filing date: 2018-10-31
Publication date: 2019-08-20
Anticipated expiration: 2028-10-31

Abstract

本实用新型公开了一种直升机翼型，用于设置在桨叶径向60％‑80％的位置。所述翼型系列在较宽的马赫数范围内，有较高的最大升力系数和最大升阻比，能提升直升机的悬停性能和机动性能等。本实用新型翼型的上、下翼面均弯曲外凸，翼型尾部平直外延，外形均由H1‑H6段构成，其中：H1段为圆形前缘段；H2段为上翼面上凸段，H6为下翼面下凸段，并与H1段光滑过渡封闭连接；H3段为上翼面后缘收缩段，H5段为下翼面后缘收缩段，H3段与H2段、H5段与H6段光滑过渡封闭连接；H4段为翼型尾部平直外延段，并与H3段和H5段光滑过渡封闭连接。本实用新型解决了我国没有自主知识产权的高性能旋翼专用翼型可选用的问题，有助于从根本上摆脱对国外旋翼翼型的依赖，以及进一步提升我国直升机旋翼的整体气动性能。

Description

一种直升机翼型

技术领域

本实用新型涉及一种直升机翼型，特别涉及一种直升机旋翼系统的专用翼型，属于飞行器所使用的翼型领域。

背景技术

旋翼系统提供直升机各种飞行状态所需的升力和操纵力，是直升机重要的升力面和操纵面，也是直升机的关键动部件。直升机的性能主要取决于旋翼系统的性能，翼型性能对直升机的前飞速度、等效升阻比和机动飞行能力、噪声水平等有很大影响。桨叶气动外形设计、降噪、气动载荷优化等都必须有先进翼型作支撑，因此高性能旋翼设计技术一直是直升机设计的核心技术，是衡量直升机技术水平的重要标志，也是世界各国作为技术秘密和竞争的重量级法码。

目前，我国在役的直升机型号均采用国外的翼型，在未来的型号研制中，仍然面临着没有自己的高性能旋翼翼型可选用的尴尬局面。我国未来的新型直升机、尤其是军用直升机的发展，迫切需要具有自主知识产权的高性能旋翼专用翼型，从根本上摆脱对国外技术的依赖。

高性能旋翼设计对翼型剖面的气动特性要求非常高。在旋翼桨盘的前行部分，位于桨叶尖部附近的翼型，必须在低至中等攻角下和跨声速范围内具有低阻力特性。在后行部分，要求翼型在低至中等马赫数范围内具有大攻角高升力能力。在桨盘的前行部分，翼型剖面具有中等迎角和来流马赫数，要求翼型有高的升阻比。为使操纵载荷最小，还要求翼型的俯仰力矩尽可能低。直升机旋翼翼型处在前行跨声速时，存在强烈的非定常、非线性激波与边界层、以及激波与桨尖涡干扰，而旋翼处于后行桨叶区时，流动处于非定常间隙分离状态，要求不能深度失速，既要保持高升力状态，又要扼制或控制动态失速，以免引起振动，导致飞行不安全。

由于直升机旋翼翼型设计是一个多设计点、多目标、多约束的综合设计难题，不同设计点达到各自的设计目标对翼型外形的要求是不同甚至相互矛盾的，因此必须通过分析、设计、试验、分析、设计、试验的反复循环才能完成，在不能同时达到设计目标时，可以对翼型处于主要工作状态时的性能进行侧重设计，提升旋翼翼型在主要工作状态时的性能，而放低对次要状态的性能要求。

实用新型内容

针对现有技术存在的问题，本实用新型所提供一种直升机专用翼型。

本实用新型为解决上述技术问题采用以下技术方案：

本实用新型提供一种直升机翼型，所述翼型的上、下翼面均弯曲外凸，所述翼型的尾部平直外延，所述翼型的外表面由H1-H6段构成，其中：

H1段为所述翼型的前缘段；

H2段为所述翼型的上翼面上凸段，H6段为所述翼型的下翼面下凸段，且H2段和H6段分别与H1段光滑过渡封闭连接；

H3段为所述翼型的上翼面后缘收缩段，H5段为所述翼型的下翼面后缘收缩段，H3段与H2段、H5段与H6段分别光滑过渡封闭连接；

H4段为所述翼型的翼型尾部平直外延段，且分别与H3段和H5段光滑过渡封闭连接。

作为本实用新型的进一步技术方案，所述翼型的上翼面的后缘夹角A1为7.8°，下翼面的后缘夹角A2为7.4°。

作为本实用新型的进一步技术方案，所述翼型的尾部平直外延段长度大于0倍弦长且小于4％倍弦长；平直外延段高度大于0倍弦长且小于0.4％倍弦长。

作为本实用新型的进一步技术方案，所述翼型设置在桨叶60％-80％径向位置。

作为本实用新型的进一步技术方案，以H1段最前缘点为所述翼型的坐标轴原点，X轴正向与翼型弦线重合并指向翼型尾部，H1段处于上翼面部分的X轴坐标介于0～15％倍弦长，处于下翼面部分的X轴坐标介于0～15％倍弦长；H2段的X轴坐标介于15％～40％倍弦长；H3段X轴坐标介于40％～100％倍弦长；H5段的X轴坐标介于80％～100％倍弦长；H6段的X轴坐标介于15％～80％倍弦长。

作为本实用新型的进一步技术方案，所述翼型的最大厚度T1为9％弦长，最大厚度位置在35％倍弦长处，最大弯度C1为1.6％倍弦长，最大弯度位置在14％倍弦长处。

作为本实用新型的进一步技术方案，所述翼型的最大厚度T2为8.8％弦长，最大厚度位置在30％倍弦长处，最大弯度C2为1.5％倍弦长，最大弯度位置在26％倍弦长处。

作为本实用新型的进一步技术方案，所述翼型的最大厚度T3为9％弦长，最大厚度位置在32％倍弦长处，最大弯度C3为1.4％倍弦长，最大弯度位置在17％倍弦长处。

本实用新型采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

1)本实用新型的翼型外形在较宽的马赫数范围内，有较高的最大升力系数，能有效适应机动过载状态；有较高的最大升阻比，能提高旋翼的悬停效率；

2)本实用新型的翼型指标优于同类型参考旋翼翼型(参考旋翼翼型为法国OA309翼型)；

3)本实用新型的翼型，降低了零升阻力发散马赫数的指标，从而较大幅度地提高了最大升力系数和最大升阻比；

附图说明

图1是本实用新型的结构示意图；

图2是本实用新型在马赫数为0.6时,CRA309系列翼型与同类型参考翼型对比的升力系数曲线；

图3是本实用新型在马赫数0.6时，CRA309系列翼型与同类型参考翼型对比的升阻比曲线；

图4是本实用新型在马赫数0.6时，CRA309系列翼型与同类型参考翼型对比的阻力系数曲线；

图5是本实用新型在马赫数0.6时，CRA309系列翼型与同类型参考翼型对比的俯仰力矩系数曲线。

具体实施方式

下面详细描述本实用新型的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本实用新型，而不能解释为对本实用新型的限制。

本技术领域技术人员可以理解的是，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本实用新型的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。应该理解，当我们称元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，它可以直接连接或耦接到其他元件，或者也可以存在中间元件。此外，这里使用的“连接”或“耦接”可以包括无线连接或耦接。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的任一单元和全部组合。

本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本实用新型所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

下面结合附图对本实用新型的技术方案做进一步的详细说明：

本实用新型涉及一种直升机翼型，如图1所示，所述翼型的上、下翼面均弯曲外凸，所述翼型的尾部平直外延，所述翼型的外表面由H1-H6段构成，其中：

H1段为所述翼型的前缘段；

具体地，在本实用新型的优选方案中，9％厚度的直升机翼型CRA309系列包括三种类似外形结构，按照CRA309进行家族式命名，分别为CRA309-1、CRA309-2、CRA309-3。

CRA309-1翼型的最大厚度T1为9％倍弦长，最大厚度位置在35％倍弦长处，最大弯度C1为1.6％倍弦长，最大弯度位置在14％倍弦长处；CRA309-2翼型的最大厚度T2为8.8％倍弦长，最大厚度位置在30％倍弦长处，最大弯度C2为1.5％倍弦长，最大弯度位置在26％倍弦长处；CRA309-3翼型的最大厚度T3为9％倍弦长，最大厚度位置在32％倍弦长处，最大弯度C3为1.4％倍弦长，最大弯度位置在17％倍弦长处。

在本实施例的优选方案中，翼型的上翼面的后缘夹角A1为7.8°，下翼面的后缘夹角A2为7.4°。

在本实施例的优选方案中，翼型后缘平直外延段长度大于0倍弦长且小于4％倍弦长；平直外延段高度大于0倍弦长且小于0.4％倍弦长。

在本实施例的优选方案中，H1段处于上翼面部分的X轴坐标介于0～15％倍弦长，处于下翼面部分的X轴坐标介于0～15％倍弦长；H2段的X轴坐标介于15％～40％倍弦长；H3段的X轴坐标介于40％～100％倍弦长；H5段的X轴坐标介于80％～100％倍弦长；H6段的X轴坐标介于15％～80％倍弦长。

在本实施例的优选方案中，本实用新型的9％厚度的直升机翼型系列的几何坐标数据如下表1所示，包括了：CRA309-1、CRA309-2、CRA309-3翼型上、下翼面的X、Y轴坐标。需说明的是，X、Y轴坐标均利用翼型弦线长度C进行了无量纲化处理。

表1 9％厚度的直升机翼型系列的几何坐标数据

根据上表给出的上、下翼面的横纵坐标点，能够得到本实用新型实施例的9％厚度的直升机翼型系列。

本实用新型9％厚度的直升机翼型系列与同类型参考翼型(参考旋翼翼型为法国OA309翼型)对比的升力系数曲线及升阻比曲线如图2、图3所示。结合表2得出，在马赫数为0.6时，CRA309-1翼型的最大升力系数和最大升阻比分别为0.943和91.1，CRA309-2翼型的最大升力系数和最大升阻比分别为0.989和90.5，CRA309-3翼型的最大升力系数和最大升阻比分别为0.978和97.2，均显著大于同类型参考翼型。

本实用新型9％厚度的直升机翼型系列与同类型参考翼型对比的阻力系数曲线及俯仰力矩系数曲线如图4、图5所示。可以看出，在马赫数为0.6时，CRA309系列翼型与同类型参考翼型的阻力系数曲线基本吻合，无太大差别；结合表2可以看出，CRA309-1翼型的零升俯仰力矩为-0.016，CRA309-2翼型的零升俯仰力矩为-0.02，CRA309-3翼型的零升俯仰力矩为-0.013。

本实用新型9％厚度的直升机翼型系列气动特性计算结果如表2所示。可以看出，马赫数为0.3、0.4、0.5和0.6时，所实用新型的CRA309系列翼型最大升力系数和最大升阻比均显著提升；CRA309-1翼型的零升阻力发散马赫数为0.841,CRA309-2翼型的零升阻力发散马赫数为0.825,CRA309-3翼型的零升阻力发散马赫数为0.83。

表2 9％厚度的直升机翼型系列气动特性计算结果

气动参数	指标	参考翼型	CRA309-1	改善	CRA309-2	改善	CRA309-3	改善
									C<sub>Lmax</sub>(M＝0.3)	1.349	1.476	1.477	0.1％	1.512	2.4％	1.50	1.6％
C<sub>Lmax</sub>(M＝0.4)	1.269	1.307	1.325	1.4％	1.359	4.0％	1.307	0.0％
									C<sub>Lmax</sub>(M＝0.5)	1.171	1.144	1.171	2.4％	1.188	3.8％	1.170	2.3％
C<sub>Lmax</sub>(M＝0.6)	1	0.939	0.943	0.4％	0.989	5.3％	0.978	4.1％
									(L/D)<sub>max</sub>(M＝0.3)	101	97.7	98.3	0.6％	100.2	2.6％	98.8	1.1％
(L/D)<sub>max</sub>(M＝0.4)	112	102.8	104.6	1.8％	105	2.1％	104.5	1.7％
									(L/D)<sub>max</sub>(M＝0.5)	121	105.1	107.8	2.6％	106.5	1.3％	108.4	3.1％
(L/D)<sub>max</sub>(M＝0.6)	92	87.5	91.1	4.1％	90.5	3.4％	97.2	11.1％
									M<sub>DD</sub>(C<sub>L</sub>＝0)	0.845	0.84	0.841	0.1％	0.825	-1.8％	0.83	-1.2％
C<sub>m0</sub>(M<sub>DD0</sub>)	-0.013	-0.016	-0.016	-	-0.02	-25.0％	-0.013	17.5％

本实用新型9％厚度的直升机翼型系列中，CRA309-1翼型着重提升综合性能，CRA309-2翼型着重提升机动性能，CRA309-3翼型着重提升前飞性能。

以上所述，仅为本实用新型中的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉该技术的人在本实用新型所揭露的技术范围内，可理解想到的变换或替换，都应涵盖在本实用新型的包含范围之内，因此，本实用新型的保护范围应该以权利要求书的保护范围为准。

Claims

1.一种直升机翼型，其特征在于，所述翼型的上、下翼面均弯曲外凸，所述翼型的尾部平直外延，所述翼型的外表面由H1-H6段构成，其中：

H1段为所述翼型的前缘段；

2.根据权利要求1所述的一种直升机翼型，其特征在于，所述翼型的上翼面的后缘夹角A1为7.8°，下翼面的后缘夹角A2为7.4°。

3.根据权利要求1所述的一种直升机翼型，其特征在于，所述翼型的尾部平直外延段长度大于0倍弦长且小于4％倍弦长；平直外延段高度大于0倍弦长且小于0.4％倍弦长。

4.根据权利要求1所述的一种直升机翼型，其特征在于，所述翼型设置在桨叶60％-80％径向位置。

5.根据权利要求1所述的一种直升机翼型，其特征在于，以H1段最前缘点为所述翼型的坐标轴原点，X轴正向与翼型弦线重合并指向翼型尾部，H1段处于上翼面部分的X轴坐标介于0～15％倍弦长，处于下翼面部分的X轴坐标介于0～15％倍弦长；H2段的X轴坐标介于15％～40％倍弦长；H3段X轴坐标介于40％～100％倍弦长；H5段的X轴坐标介于80％～100％倍弦长；H6段的X轴坐标介于15％～80％倍弦长。

6.根据权利要求1所述的一种直升机翼型，其特征在于，所述翼型的最大厚度T1为9％弦长，最大厚度位置在35％倍弦长处，最大弯度C1为1.6％倍弦长，最大弯度位置在14％倍弦长处。

7.根据权利要求1所述的一种直升机翼型，其特征在于，所述翼型的最大厚度T2为8.8％弦长，最大厚度位置在30％倍弦长处，最大弯度C2为1.5％倍弦长，最大弯度位置在26％倍弦长处。

8.根据权利要求1所述的一种直升机翼型，其特征在于，所述翼型的最大厚度T3为9％弦长，最大厚度位置在32％倍弦长处，最大弯度C3为1.4％倍弦长，最大弯度位置在17％倍弦长处。