RU2547475C1 - Aerodynamic profile of cross section of lifting surface area (versions) - Google Patents
Aerodynamic profile of cross section of lifting surface area (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2547475C1 RU2547475C1 RU2013157789/11A RU2013157789A RU2547475C1 RU 2547475 C1 RU2547475 C1 RU 2547475C1 RU 2013157789/11 A RU2013157789/11 A RU 2013157789/11A RU 2013157789 A RU2013157789 A RU 2013157789A RU 2547475 C1 RU2547475 C1 RU 2547475C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- profile
- contour
- chord
- range
- leading edge
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции лопастей несущего и рулевого винтов винтокрылых летательных аппаратов и других несущих поверхностей.The invention relates to the field of aviation, in particular, to the design of rotor blades and tail rotors of rotorcraft and other bearing surfaces.
Аэродинамические характеристики профилей существенно зависят от их относительной толщины С/В, поэтому, как правило, относительная толщина, например лопасти, меняется по ее размаху в соответствии с аэродинамическими и конструктивными требованиями от значений С/В=15÷20% в комлевой части лопасти (r/R<0,4÷0,5) до 10÷15% в средней ее части (0,4÷0,5<r/R<0,9) и до 6÷10% в концевой части (r/R>0,9).The aerodynamic characteristics of the profiles substantially depend on their relative C / B thickness, therefore, as a rule, the relative thickness, for example, of a blade, varies in its span in accordance with the aerodynamic and structural requirements of C / B = 15 ÷ 20% in the butt part of the blade ( r / R <0.4 ÷ 0.5) up to 10 ÷ 15% in its middle part (0.4 ÷ 0.5 <r / R <0.9) and up to 6 ÷ 10% in the end part (r / R> 0.9).
Здесь и далее в тексте используются обозначения: В - хорда профиля, С - его толщина, R - радиус несущего винта, r - текущее значение радиуса до рассматриваемого сечения лопасти винта.Hereinafter, the following notation is used in the text: B is the chord of the profile, C is its thickness, R is the radius of the rotor, r is the current value of the radius to the considered section of the rotor blade.
Профили средней части занимают основную часть ее размаха и во многом их аэродинамические характеристики определяют аэродинамические характеристики несущего винта на всех режимах полета.Profiles of the middle part occupy the main part of its scope and in many respects their aerodynamic characteristics determine the aerodynamic characteristics of the rotor in all flight modes.
Для перспективных вертолетов наиболее важными представляются следующие аэродинамические характеристики профилей средних сечений лопастей их винтов:For promising helicopters, the following aerodynamic characteristics of the profiles of the middle sections of their propeller blades are most important:
а) величина коэффициента максимальной подъемной силы профиля Cуmax при характерных значениях чисел Маха М=0,3÷0,5;a) the value of the coefficient of the maximum lifting force of the profile C уmax with characteristic values of the Mach numbers M = 0.3 ÷ 0.5;
б) величина критического числа Маха Мкр, при котором начинается быстрый рост коэффициента сопротивления профиля Схр;b) the value of the critical Mach number M cr , at which the rapid growth of the profile drag coefficient C xp begins;
в) значения максимального аэродинамического качества Kmax=max(Су/Схр) в диапазоне чисел М=0,5÷0,7;c) values of maximum aerodynamic quality K max = max (С у / С хр ) in the range of numbers М = 0.5 ÷ 0.7;
г) величина коэффициента момента профиля при нулевой подъемной силе Сmo в эксплуатационном диапазоне чисел М. Далее при ссылке на эту величину понимается дозвуковой диапазон, где Сmo меняется незначительно.g) the value of the coefficient of the moment of the profile at zero lifting force C mo in the operational range of numbers M. Further, when referring to this value, we understand the subsonic range, where C mo varies slightly.
Аэродинамические характеристики профилей в соответствии с пунктами (а-г) оказывают существенное влияние на максимальную несущую способность винта, потребляемую им мощность на различных режимах полета (включая режим висения), уровень нагрузок в системе управления и устойчивость движения лопастей при работе несущего винта.The aerodynamic characteristics of the profiles in accordance with paragraphs (a-d) have a significant impact on the maximum bearing capacity of the rotor, its power consumption in various flight modes (including hovering mode), the level of loads in the control system and the stability of the movement of the blades during operation of the rotor.
Известны перспективные профили для винта вертолета (Advanced airfoils for helicopter rotor application (UK Patent Aplication GB 2059373 А от 20.09.1980 г.), в частности профиль для основных сечений лопастей, имеющий хорду длиной В, и отнесенные к длине хорды профиля ординаты точек верхней части контура Yв/B и нижней части контура Yн/b, расположенные на относительных расстояниях Х/В, измеренных вдоль его хорды, приведенные в таблице.Promising profiles for a helicopter rotor are known (Advanced airfoils for helicopter rotor application (UK Patent Aplication GB 2059373 A dated 09/20/1980), in particular, a profile for the main sections of the blades having a chord of length B and the ordinates of the upper points referred to the length of the profile chord parts of the circuit Y in / B and the lower part of the circuit Y n / b, located at relative distances X / V, measured along its chord, are given in the table.
Этот аэродинамический профиль обладает высокими аэродинамическими характеристиками (а) и (б). Однако величина Kmax может быть недостаточной для многих категорий вертолетов.This aerodynamic profile has high aerodynamic characteristics (a) and (b). However, the value of K max may be insufficient for many categories of helicopters.
Известна лопасть винта (Патент RU №2123453 от 15.12.96 г., МПК B64C 11/16, МПК B64C 11/18) с поперечным сечением в виде аэродинамического профиля, имеющего хорду длиной В, скругленную переднюю кромку, заостренную или затупленную заднюю кромку, расположенные на концах хорды профиля и соединенные между собой гладкими линиями верхней и нижней частей контура профиля, причем передняя кромка профиля лопасти имеет радиус скругления (радиус кривизны в носке профиля) верхней части контура, находящийся в диапазоне 0,017В÷0,023В, а радиус скругления (радиус кривизны в носке профиля) нижней части, находящийся в диапазоне 0,006B÷0,0085B, максимальная относительная толщина профиля С находится в диапазоне С=0,105В÷0,109В и расположена на расстоянии Х=0,33В÷0,38В, измеренном от передней кромки профиля вдоль его хорды, а отнесенные к длине хорды профиля ординаты точек верхней части контура Yв/B и нижней части контура Yн/b, расположенные на относительных расстояниях Х/В, измеренных вдоль его хорды, находятся в диапазонах, приведенных в таблице.A known rotor blade (Patent RU No. 2123453 dated 12/15/96, IPC
Этот аэродинамический профиль обладает совокупностью высоких аэродинамических характеристик (а)-(г). Недостатком является малый, с точки зрения технологии изготовления некоторых лопастей радиус кривизны нижней поверхности вблизи передней кромки, также в патенте не приведен вариант профиля, имеющего отрицательный коэффициент аэродинамического момента профиля при нулевой подъемной силе Сmo≈-0,015÷0, предпочтительный для определенных конструкций вертолетов.This aerodynamic profile has a combination of high aerodynamic characteristics (a) - (g). The disadvantage is small, from the point of view of the technology of manufacturing some of the blades, the radius of curvature of the lower surface near the leading edge, the patent also does not provide a version of the profile having a negative coefficient of the aerodynamic moment of the profile at zero lifting force C mo ≈ -0.015 ÷ 0, preferred for certain helicopter designs .
Задача данного изобретения состоит в разработке контура аэродинамического профиля с увеличенной несущей способностью (а), не уступающему профилю прототипу по величинам критического числа Маха и максимального аэродинамического качества (б)-(в), имеющего малые положительные величины коэффициента аэродинамического момента (г), и контура аэродинамического профиля, имеющего малые отрицательные величины коэффициента аэродинамического момента.The objective of this invention is to develop an aerodynamic profile circuit with increased bearing capacity (a), not inferior to the profile of the prototype in terms of the critical Mach number and maximum aerodynamic quality (b) - (c), having small positive values of the coefficient of aerodynamic moment (d), and the contour of the aerodynamic profile having small negative values of the coefficient of aerodynamic moment.
Технический результат данного изобретения состоит в увеличении коэффициента максимальной подъемной силы лопасти, расширении диапазона радиусов кривизны нижней поверхности вблизи передней кромки профиля без потери несущей способности профиля и обеспечении малого отрицательного или положительного коэффициента аэродинамического момента профиля лопасти при нулевой подъемной силе.The technical result of this invention is to increase the coefficient of maximum lifting force of the blade, expanding the range of radii of curvature of the lower surface near the leading edge of the profile without losing the bearing capacity of the profile and providing a small negative or positive coefficient of aerodynamic moment of the profile of the blade at zero lifting force.
Технический результат достигается тем, что аэродинамический профиль поперечного сечения несущей поверхности, содержащий хорду длиной В, скругленную переднюю кромку, заостренную или затупленную заднюю кромку, расположенные на концах хорды профиля и соединенные между собой гладкими линиями верхней и нижней частей контура профиля, имеет радиус скругления верхней части контура передней кромки профиля, находящийся в диапазоне 0,009В÷0,017В, и радиус скругления нижней части контура, находящийся в диапазоне 0,006В÷0,0015В, максимальная относительная толщина профиля находится в диапазоне 0,105В÷0,112В и расположена на расстоянии Х=0,28В÷0,4В, измеренном от передней кромки профиля вдоль его хорды, при этом расстояние Yв, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вверх до верхней части контура, возрастает от передней кромки профиля до своего максимального значения Yвmax=0,0785B÷0,0791B, расположенного в диапазоне Х=0,25В÷0,4В, и далее это расстояние монотонно и плавно убывает к задней кромке профиля таким образом, что выпуклая передняя часть контура верхней поверхности профиля при Х>0,7В состыкована с его вогнутой хвостовой частью, а угол между касательной к верхней части контура и хордой профиля у его задней кромки при Х=В составляет -7°÷-1,5°, при этом расстояние Yн, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вниз до нижней части контура, монотонно и плавно возрастает от передней кромки до своего максимального значения Yвmax=0,0344В÷0,0377В при Х=0,5В÷0,7В и далее монотонно и плавно убывает к задней кромке профиля таким образом, что выпуклая передняя часть контура нижней поверхности профиля при Х>0,7 В состыкована с его вогнутой хвостовой частью, а угол между касательной к нижней части контура и хордой профиля у задней кромки составляет 5°÷10°, при этом отнесенные к длине хорды профиля ординаты точек верхней части контура ув/В и нижней части контура ун/В, расположенные (по оси абсцисс) с относительными координатами х/В, измеренными от передней кромки профиля вдоль его хорды, находятся в диапазонах, приведенных в следующей таблице:The technical result is achieved by the fact that the aerodynamic profile of the cross section of the bearing surface, containing a chord of length B, a rounded front edge, a pointed or blunt trailing edge located at the ends of the chord of the profile and interconnected by smooth lines of the upper and lower parts of the profile contour, has a radius of rounding of the upper part of the contour of the leading edge of the profile, which is in the range of 0.009V ÷ 0.017V, and the radius of rounding of the lower part of the profile, in the range of 0.006V ÷ 0.0015V, the maximum is relative profile thickness is in the range of 0,105V ÷ 0,112V and located at a distance X = 0,28V ÷ 0,4V, measured from the leading edge of the profile along its chord, the distance in Y, measured from the profile chord along the normal thereto upwards to the upper part of the circuit, increases from the leading edge of the profile to its maximum value Y in max = 0.0785B ÷ 0.0791B, located in the range X = 0.25V ÷ 0.4V, and then this distance monotonously and smoothly decreases to the trailing edge of the profile in this way that the convex front part of the contour of the upper surface of the profile at X> 0.7 V is connected with its concave tail, and the angle between the tangent to the upper part of the contour and the chord of the profile at its trailing edge at X = B is -7 ° ÷ -1.5 °, while the distance Y n , counted down from the chord of the profile along the normal to it down to the lower part of the contour, monotonously and smoothly increases from the leading edge to its maximum value Y at max = 0.0344V ÷ 0.0377V at X = 0.5V ÷ 0.7V and then decreases monotonously and smoothly to the trailing edge of the profile so that the convex front part of the contour of the lower surface of the profile at X> 0.7 V is docked with its concave tail And the angle between the tangent to the bottom of the contour and the chord of the profile at the trailing edge is 5 ° ÷ 10 °, in this case related to the length of the chord ordinate points of the upper part of the circuit from a / B and the lower part of the circuit in n / B, positioned (as x-axis) with relative x / V coordinates, measured from the leading edge of the profile along its chord, are in the ranges given in the following table:
Технический результат достигается также тем, что аэродинамический профиль поперечного сечения несущей поверхности, содержащий хорду длиной В, скругленную переднюю кромку, заостренную или затупленную заднюю кромку, расположенные на концах хорды профиля и соединенные между собой гладкими линиями верхней и нижней частей контура профиля, имеет радиус скругления верхней части контура, находящийся в диапазоне 0,009В÷0,017В и радиус скругления нижней части контура, находящийся в диапазоне 0,006В÷0,0015В, максимальная относительная толщина профиля находится в диапазоне 0,105В÷0,112В и расположена на расстоянии Х=0,28В÷0,4В, измеренном от передней кромки профиля вдоль его хорды, при этом расстояние Yв, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вверх до верхней части контура, монотонно и плавно возрастает от передней кромки профиля до своего максимального значения Yвmax=0,0767B÷0,0805B, расположенного в диапазоне Х=0,25В÷0,4В, и далее это расстояние монотонно и плавно убывает к задней кромке профиля таким образом, что выпуклая передняя часть контура верхней поверхности профиля при Х>0,7В состыкована с его вогнутой хвостовой частью, а угол между касательной к верхней части контура и хордой профиля у его задней кромки при Х=В составляет -7,5°÷-4°, при этом расстояние Yн, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вниз до нижней части контура, монотонно и плавно возрастает от передней кромки до своего максимального значения Yвmax=0,0317В÷0,0352В при Х=0,5В÷0,7В и далее монотонно и плавно убывает к задней кромке профиля таким образом, что выпуклая передняя часть контура нижней поверхности профиля при Х>0,7В состыкована с его вогнутой хвостовой частью, а угол между касательной к нижней части контура и хордой профиля у задней кромки составляет 0°÷5°, при этом отнесенные к длине хорды профиля ординаты точек верхней части контура ув/В и нижней части контура ун/В, расположенные (по оси абсцисс) на относительных расстояниях х/В, измеренных от передней кромки профиля вдоль его хорды, находятся в диапазонах, приведенных в следующей таблице:The technical result is also achieved by the fact that the aerodynamic profile of the cross section of the bearing surface, containing a chord of length B, a rounded front edge, a pointed or blunt trailing edge located at the ends of the chord of the profile and interconnected by smooth lines of the upper and lower parts of the profile contour, has a rounding radius the upper part of the circuit, in the range of 0.009V ÷ 0.017V and the radius of rounding of the lower part of the circuit, in the range of 0.006V ÷ 0.0015V, the maximum relative thickness of the profile is n hoditsya ranging 0,105V ÷ 0,112V and located at a distance X = 0,28V ÷ 0,4V, measured from the leading edge of the profile along its chord, the distance in Y, measured from the profile chord along the normal thereto upwards to the upper part of the circuit monotonously and smoothly increases from the leading edge of the profile to its maximum value Y at max = 0.0767B ÷ 0.0805B, located in the range X = 0.25V ÷ 0.4V, and then this distance monotonously and smoothly decreases to the trailing edge of the profile so so that the convex front part of the contour of the upper surface of the profile at X> 0.7 V is connected with its concave tail, and the angle between the tangent to the upper part of the contour and the chord of the profile at its trailing edge at X = B is -7.5 ° ÷ -4 °, while the distance Y n , counted down from the chord of the profile along the normal to it down to the lower part of the contour, monotonously and smoothly increases from the leading edge to its maximum value Y bmax = 0.0317V ÷ 0.0352V at X = 0.5V ÷ 0.7V and then decreases monotonously and smoothly to the trailing edge of the profile so that the convex front part of the contour of the lower surface of the profile at X> 0.7 V is docked with its concave tail part, and the angle between the tangent to the bottom of the contour and the chord of the profile at the trailing edge of 0 ° ÷ 5 °, in this case related to the length of the chord ordinate points of the upper part of the circuit from a / B and the lower part of the circuit in n / B, disposed (axially abscissa) at relative distances x / V, measured from the leading edge of the profile along its chord, are in the ranges given in the following table:
Технический результат достигается тем, что аэродинамический профиль поперечного сечения несущей поверхности имеет отнесенные к хорде безразмерные ординаты верхней и нижней частей контура, умноженные на постоянные числовые множители Kв для верхней части контура и Kн для нижней части контура, и безразмерные радиусы скругления передней кромки верхней и нижней частей контура, умноженные на квадраты этих постоянных числовых множителей, причем численные значения указанных множителей находятся в диапазонах 0,8<Kв<1,2 и 0,7<Kн<1,3.The technical result is achieved by the fact that the aerodynamic profile of the cross section of the bearing surface has dimensionless ordinates of the upper and lower parts of the contour assigned to the chord, multiplied by constant numeric factors K in for the upper part of the contour and K n for the lower part of the contour, and dimensionless rounding radii of the leading edge of the upper and the lower parts of the circuit, multiplied by the squares of these constant numerical factors, and the numerical values of these factors are in the ranges of 0.8 <K in <1.2 and 0.7 <K n <1.3.
Технический результат достигается также тем, что к задней кромке несущей поверхности с поперечным сечением в виде аэродинамического профиля прикреплена пластина-триммер, имеющая в сечении форму прямоугольника или трапеции, в том числе криволинейной, длиной не более 15% хорды профиля лопасти малой по сравнению с профилем толщины, причем угол отклонения ее относительно хорды профиля составляет -5°÷5°.The technical result is also achieved by the fact that a trim plate is attached to the trailing edge of the bearing surface with a cross section in the form of an aerodynamic profile, having the shape of a rectangle or trapezoid, including curved, with a length of not more than 15% of the chord of the blade profile small compared to the profile thickness, and the angle of deviation relative to the chord of the profile is -5 ° ÷ 5 °.
Работу аэродинамического профиля поперечного сечения несущей поверхности рассмотрим на примере лопасти в системе несущего винта, которая заключается в создании потребной величины аэродинамической подъемной силы при минимальном лобовом сопротивлении и приемлемых моментных характеристиках на всех режимах обтекания в процессе полета вертолета. Условия обтекания аэродинамических профилей несущего винта (реализуемые сочетания значений чисел М и коэффициентов подъемной силы Су) меняются в широких пределах в зависимости от режима полета и относительного радиуса сечения лопасти. На режиме висения характерными для средних по размаху лопасти сечений (0,5<r/R<0,9) являются значения чисел М<0,65 и значения Су=0,5÷0,7; в крейсерском полете профили идущей вперед лопасти обтекаются потоком при значениях чисел М<0,8 и Су>0,1÷0,2; при азимутальных положениях лопасти, близких к плоскости, параллельной вектору скорости полета, значения чисел М и коэффициентов подъемной силы Су близки к значениям этих величин на режиме висения, а на отступающей лопасти характерными являются значения чисел М<0,5 и Cу<Cуmax.We consider the work of the aerodynamic profile of the cross section of the bearing surface using the example of a blade in a rotor system, which consists in creating the required value of the aerodynamic lifting force with a minimum drag and acceptable torque characteristics at all flow regimes during helicopter flight. The conditions for the flow around the rotor aerodynamic profiles (realizable combinations of the values of the numbers M and the lifting force coefficients С у ) vary widely depending on the flight mode and the relative radius of the blade section. In the hovering mode, the values of the numbers М <0.65 and the values of С у = 0.5 ÷ 0.7 are characteristic of the average average sections of the blade (0.5 <r / R <0.9); in cruising flight, the profiles of the forward blades are flowed around at values of numbers M <0.8 and C y > 0.1 ÷ 0.2; at the azimuthal positions of the blades close to a plane parallel to the flight velocity vector, the values of the numbers M and the lifting force coefficients C y are close to the values of these values in the hovering mode, and the values of the numbers M <0.5 and C y <C are characteristic on the retreating blade max .
Для обеспечения малых затрат мощности на преодоление профильного сопротивления лопастей на режимах висения необходимо обеспечение возможно более высокого уровня аэродинамического качества профилей. В крейсерском полете целесообразной является аэродинамическая компоновка лопастей, обеспечивающая числа М, не превышающие значения Мкр при рабочих значениях коэффициентов подъемной силы Су рассматриваемых сечений. Для выполнения полетов при нагружениях лопастей, близких к предельным (полеты на большой высоте, с большими перегрузками, на максимальных скоростях и т.д.), наиболее эффективными являются профили с высокими значениями Суmax при М=0,3÷0,5; в то же время для снижения нагрузок в системе управления винта целесообразно использование профилей, имеющих небольшие положительные или отрицательные значения коэффициента аэродинамического момента профиля при нулевой подъемной силе Сmo.To ensure low power consumption for overcoming the profile resistance of the blades in hovering modes, it is necessary to ensure the highest possible level of aerodynamic quality of the profiles. In cruising flight, the aerodynamic arrangement of the blades is expedient, providing M numbers that do not exceed M cr values at operating values of the lift coefficients C for the sections under consideration. To perform flights under loading of the blades close to limiting (flights at high altitude, with high overloads, at maximum speeds, etc.), profiles with high values of С уmax at M = 0.3 ÷ 0.5 are the most effective; at the same time, in order to reduce the loads in the screw control system, it is advisable to use profiles having small positive or negative values of the coefficient of the aerodynamic moment of the profile at zero lifting force C mo .
Перечисленные требования к аэродинамическим характеристикам профилей для лопастей вертолетных винтов в совокупности противоречивы, то есть при создании модификаций известных профилей улучшение какой-либо из основных характеристик, как правило, сопровождается ухудшением других его характеристик.The listed requirements for the aerodynamic characteristics of profiles for helicopter propeller blades are in total contradictory, that is, when creating modifications of known profiles, an improvement in one of the main characteristics is usually accompanied by a deterioration in its other characteristics.
Предлагаемые аэродинамические профили соответствуют совокупности перечисленных требований при приемлемых характеристиках по условиям конструктивной реализуемости лопастей (относительной толщине профиля, плавности контура, формам передней и задней кромок).The proposed aerodynamic profiles correspond to the totality of the listed requirements with acceptable characteristics according to the conditions of constructive feasibility of the blades (relative thickness of the profile, smoothness of the contour, shapes of the leading and trailing edges).
Представленные далее фигуры иллюстрируют суть данного изобретения и его сравнительную эффективность.The following figures illustrate the essence of the present invention and its comparative effectiveness.
Фиг.1 представляет вариант контура аэродинамического профиля лопасти, спроектированного в соответствии с данным изобретением в сравнении с контуром профиля-прототипа.Figure 1 represents a variant of the contour of the aerodynamic profile of the blade designed in accordance with this invention in comparison with the contour of the profile of the prototype.
Фиг.2 иллюстрирует основные элементы аэродинамического профиля лопасти, спроектированного в соответствии с данным изобретением.Figure 2 illustrates the basic elements of the aerodynamic profile of a blade designed in accordance with this invention.
Фиг.3 представляет распределение по хорде профиля кривизны верхнего и нижнего контура профиля лопасти, спроектированного в соответствии с данным изобретением.Figure 3 represents the distribution along the chord of the profile of curvature of the upper and lower profile contour of the blade designed in accordance with this invention.
Фиг.4 представляет зависимость Суmax (М) аэродинамического профиля, спроектированного в соответствии с данным изобретением, в сравнении с прототипом.Figure 4 represents the dependence of C max (M) aerodynamic profile designed in accordance with this invention, in comparison with the prototype.
Фиг.5 представляет максимальное аэродинамическое качество Kmax(М) профиля, спроектированного в соответствии с данным изобретением в сравнении с прототипом.Figure 5 represents the maximum aerodynamic quality K max (M) of a profile designed in accordance with this invention in comparison with the prototype.
Фиг.6 представляет зависимость Су(Мкр) профиля, спроектированного в соответствии с данным изобретением в сравнении с прототипом.6 represents the dependence of C y (M cr ) profile designed in accordance with this invention in comparison with the prototype.
Фиг.7 представляет моментную характеристику Сmo(М) при Су=0 двух вариантов аэродинамических профилей, спроектированных в соответствии с данным изобретением в сравнении с прототипом.7 represents the moment characteristic C mo (M) at C y = 0 of two variants of aerodynamic profiles designed in accordance with this invention in comparison with the prototype.
Фиг.8 представляет участок лопасти с пластиной-триммером.Fig. 8 is a section of a blade with a trim plate.
Контур аэродинамического профиля лопасти 1, спроектированного в соответствии с данным изобретением, имеющего максимальную относительную толщину в диапазоне 0,105В÷0,112В, приведен на фиг.1: в сравнении с контуром профиля-прототипа 2 (патент №2123453), для большей наглядности масштаб рисунка по оси у/В увеличен).The contour of the aerodynamic profile of the
Предлагаемый аэродинамический профиль (фиг.2) имеет скругленную переднюю кромку 5, заостренную или затупленную заднюю кромку 6, соединенные между собой гладкими линиями верхней 3 и нижней 4 частей контура. Далее приведены варианты профиля, имеющие Сmo>0 и Cmo<0.The proposed aerodynamic profile (figure 2) has a rounded
Для построения контура профиля (фиг.2) используется система координат с началом, расположенным на передней кромке профиля, осью х/В, направленной вдоль хорды 7 профиля и осью у/В, направленной перпендикулярно оси х/В. Далее в скобках указаны диапазоны для Cmo<0.To build the profile contour (figure 2), a coordinate system is used with the origin located on the front edge of the profile, the x / V axis directed along the
Верхняя часть контура имеет переднюю кромку с радиусом скругления Rв, равным 0,009В÷0,017В, участок задней кромки и две протяженные зоны между ними. В передней зоне 8 расстояние Yв, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вверх до верхней части контура, монотонно и плавно возрастает от передней кромки профиля до своего максимального значения Yвmax=0,0785B÷0,0791B (0,0767В÷0,0805В), расположенного в диапазоне Х=0,25В÷0,4В (0,28В÷0,4В).The upper part of the contour has a leading edge with a radius of curvature R in equal to 0.009V ÷ 0.017V, a section of the trailing edge and two extended zones between them. In the
К зоне 8 примыкает хвостовая зона 9, внутри которой расстояние Yв монотонно и плавно убывает к задней кромке профиля таким образом, что выпуклая передняя часть контура верхней поверхности профиля при Х>0,7 В состыкована с его вогнутой хвостовой частью, а угол между касательной к верхней части контура и хордой профиля у его задней кромки при Х=В составляет -7°÷-1,5° (-7,5°÷-4°).By
Нижняя часть контура имеет переднюю кромку с радиусом скругления Rн, равным 0,006В÷0,0015В, участок задней кромки и две протяженные зоны между ними. В передней зоне 10 расстояние Yн, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вниз до нижней части контура, монотонно и плавно возрастает от передней кромки до своего максимального значения Yвmax=0,0344В÷0,0377В (0,0317В÷0,0352В) при Х=0,5В÷0,7В.The lower part of the contour has a leading edge with a rounding radius R n equal to 0.006V ÷ 0.0015V, a portion of the trailing edge and two extended zones between them. In the
К зоне 10 примыкает хвостовая зона 11, внутри которой Yн монотонно и плавно убывает к задней кромке профиля таким образом, что выпуклая передняя часть контура нижней поверхности профиля при Х>0,7В состыкована с его вогнутой хвостовой частью, а угол между касательной к нижней части контура и хордой профиля у задней кромки составляет 5°÷10° (0°÷5°).
Для дополнительной корректировки величины коэффициента момента при нулевой подъемной силе Сmо используют пластину-триммер 12 (фиг.8), крепящуюся к задней кромке лопасти и имеющую в сечении вид дополнительного элемента 13 профиля (фиг.2), например, в виде прямоугольника или трапеции, в том числе криволинейной. Дополнительный элемент 13 имеет сравнительно малую относительную толщину по сравнению с профилем и выступает за пределы хорды профиля на расстояние, не превышающее 0,15В, при этом угол его отклонения относительно хорды профиля составляет -5°÷5°. Изменение длины такого элемента и его отклонение от хорды обеспечивает изменение моментных характеристик профиля. Как известно из результатов испытаний профилей с такими элементами, для обеспечения высоких аэродинамических характеристик профиля угол отклонения хвостовой части относительно его хорды составляет -5°÷5°.To further adjust the magnitude of the coefficient of moment at zero lifting force C mо , a trimmer plate 12 (Fig. 8) is used, attached to the trailing edge of the blade and having a sectional view of an additional profile element 13 (Fig. 2), for example, in the form of a rectangle or trapezoid , including curvilinear. The
Форма контуров профилей по данному изобретению (фиг.2) в верхних зонах 8, 9 и, отчасти, в нижней зоне 10 обеспечивает их высокую несущую способность за счет меньших (по сравнению с прототипом) величин разрежения потока в этих зонах при максимальной подъемной силе, а форма хвостовой части верхнего контура 9 обеспечивает при этом плавное безотрывное торможение потока на большей части контура.The shape of the contours of the profiles according to this invention (figure 2) in the
Форма контура в верхних зонах 8 и 10 обеспечивает сравнительно малое разрежение потока, плавное его торможение и соответственно - малое сопротивление профиля при средних рабочих значениях Су и М.The shape of the contour in the
Форма контура в верхней зоне 9 и нижней зоне 11 в совокупности с рационально выбранной пластиной-триммером 12 (фиг.8) обеспечивает благоприятные характеристики продольного момента предлагаемых профилей - малую положительную или отрицательную величину Сmо в рабочем диапазоне чисел М.The shape of the contour in the
Гладкость профилей по данному изобретению обеспечивается непрерывным и плавным изменением кривизны его контура вдоль хорды профиля. Распределение кривизны k одного из вариантов контура профиля вдоль его хорды представлено на фиг.3 для верхней части контура (кривая 14) и для нижней части контура (кривая 15).The smoothness of the profiles according to this invention is provided by a continuous and smooth change in the curvature of its contour along the profile chord. The distribution of curvature k of one of the profile contour variants along its chord is shown in Fig. 3 for the upper part of the contour (curve 14) and for the lower part of the contour (curve 15).
Так как при производстве несущих элементов летательных аппаратов выдерживание теоретических координат контура профиля возможно только с некоторой ограниченной точностью, определяемой суммарными техническими погрешностями всех этапов изготовления, реальные координаты точек контура профиля могут несколько отличаться от теоретических. С учетом этого обстоятельства координаты контура профиля, соответствующего данному изобретению, имеющего Сmo>0, должны находиться в интервале значений, задаваемых таблицей 1, а координаты контура профиля имеющего Сmo<0 - таблицей 2.Since in the production of the supporting elements of aircraft, maintaining the theoretical coordinates of the profile contour is possible only with some limited accuracy, determined by the total technical errors of all stages of manufacture, the actual coordinates of the points of the profile contour can slightly differ from theoretical. In view of this circumstance, the coordinates of the profile contour corresponding to this invention having C mo > 0 should be in the range of values specified by Table 1, and the coordinates of the profile contour having C mo <0 should be in Table 2.
На практике часто возникают дополнительные конструктивные и аэродинамические требования, которые сводятся к сравнительно малым изменениям относительной толщины профиля и выражаются в том, что отнесенные к его хорде безразмерные ординаты контуров верхней ув/В и нижней ун/В поверхностей отличаются от соответствующих безразмерных ординат базового профиля исходной относительной толщины на постоянные числовые множители.In practice often arise additional design and aerodynamic requirements which are reduced to relatively small changes in the relative thickness of the profile and are expressed in that referred to its chord dimensionless ordinates of the contours of the top at a / B and lower in N / B surfaces differ from corresponding dimensionless ordinates of the base the profile of the initial relative thickness by constant numerical factors.
Переход к другой относительной толщине для профиля по данному изобретению возможен с помощью умножения ординат его контура на постоянные числовые множители Kв для верхней и Kн для нижней частей контура, которые могут различаться между собой. При этом радиусы скругления передней кромки верхней и нижней частей контура изменяются пропорционально квадратам этих коэффициентов.The transition to another relative thickness for the profile according to this invention is possible by multiplying the ordinates of its contour by constant numeric factors K in for the upper and K n for the lower parts of the contour, which can differ from each other. In this case, the radii of rounding of the leading edge of the upper and lower parts of the contour vary in proportion to the squares of these coefficients.
Для обеспечения высоких аэродинамических характеристик профилей, полученных из базового профиля с помощью умножения его ординат на постоянные множители, их значения должны находиться в диапазонах 0,8<Kв<1,2 и 0,7<Kн<1,3.To ensure high aerodynamic characteristics of the profiles obtained from the base profile by multiplying its ordinates by constant factors, their values should be in the ranges of 0.8 <K to <1.2 and 0.7 <K n <1.3.
Высокая аэродинамическая эффективность профилей по данному изобретению обусловлена гладкостью их контуров и рациональным сочетанием основных геометрических параметров (указанными величинами расстояний точек контура профиля от его хорды и плавным изменением кривизны контура). Форма контуров профилей по данному изобретению определена таким образом, что в передней и средней зонах верхней части контура профиля обеспечивается меньший (по сравнению с прототипом) уровень величин разрежения потока при максимальной подъемной силе профиля в диапазоне чисел М=0,3÷0,5. Форма хвостовой зоны верхней части контуров профилей обеспечивает при этом плавное безотрывное торможение потока на большей части хвостовой зоны. При средних значениях Су (по эксплуатационному диапазону для современных вертолетов) и чисел М на верхней части контуров профилей обеспечиваются сравнительно низкие уровни разрежения потока в их передней и хвостовой зонах, плавное его торможение в хвостовой зоне и, соответственно, малое сопротивление профилей.The high aerodynamic efficiency of the profiles according to this invention is due to the smoothness of their contours and a rational combination of basic geometric parameters (the indicated values of the distances of the points of the profile contour from its chord and a smooth change in the curvature of the contour). The shape of the profile contours according to this invention is determined in such a way that in the front and middle zones of the upper part of the profile contour a lower (compared with the prototype) level of flow rarefaction values is provided at the maximum profile lifting force in the range of numbers M = 0.3 ÷ 0.5. The shape of the tail zone of the upper part of the contours of the profiles provides smooth, continuous braking of the flow in most of the tail zone. With average values of C y (over the operational range for modern helicopters) and numbers M on the upper part of the profile contours, relatively low levels of rarefaction of the flow in their front and tail zones, its smooth braking in the tail zone and, accordingly, low profile resistance are ensured.
Форма контуров профилей в хвостовых зонах при рационально выбранных параметрах присоединенного к задней кромке дополнительного элемента обеспечивает благоприятные характеристики продольного момента - небольшую положительную или отрицательную величину Сmo.The shape of the contours of the profiles in the tail zones with rationally selected parameters attached to the trailing edge of the additional element provides favorable characteristics of the longitudinal moment - a small positive or negative value of C mo .
Основные аэродинамические характеристики профилей, разработанных на основе данного изобретения и профиля-прототипа, иллюстрируют графики фиг.4-7, построенные по результатам испытаний в скоростной аэродинамической трубе двух вариантов профиля по данному изобретению (с относительной толщиной С/В=0,107 и дополнительным элементом, составляющим 5% его хорды).The main aerodynamic characteristics of the profiles developed on the basis of this invention and the prototype profile are illustrated in the graphs of Figures 4-7, constructed according to the results of tests in a high-speed wind tunnel of two profile options according to this invention (with a relative thickness C / B = 0.107 and an additional element, 5% of its chords).
На фиг.4 представлены графики зависимостей коэффициентов максимальной подъемной силы Суmax сравниваемых профилей от значений чисел М в рабочем диапазоне М=0,35÷0,55, иллюстрирующие заметное (порядка 7%) превосходство предлагаемого профиля по сравнению с профилем-прототипом (кривая 16 - предлагаемый профиль, кривая 17 профиль-прототип).Figure 4 presents graphs of the dependences of the coefficients of the maximum lifting force C max max of the compared profiles on the values of the numbers M in the operating range M = 0.35 ÷ 0.55, illustrating the noticeable (about 7%) superiority of the proposed profile compared to the profile of the prototype (curve 16 - the proposed profile,
На фиг.5 представлены графики зависимостей максимального аэродинамического качества Kmax от числа М для профиля, соответствующего данному изобретению (кривая 18), и профиля-прототипа (кривая 19). В наиболее важном для режима висения диапазоне М=0,55÷0,65 профиль по данному изобретению практически не уступает прототипу по уровню величины Kmax.Figure 5 presents graphs of the dependences of the maximum aerodynamic quality K max on the number M for the profile corresponding to this invention (curve 18) and the profile of the prototype (curve 19). In the most important for the hanging mode range M = 0.55 ÷ 0.65, the profile according to this invention is practically not inferior to the prototype in terms of the value of K max .
По величине Мкр, фиг.6, во всем диапазоне 0<Су<Суmax, практически важном для средних сечений лопастей винтов вертолетов, профиль по данному изобретению (кривая 21) также не уступает профилю-прототипу (кривая 20).The value of M cr , Fig.6, in the
На фиг.7 представлены графики зависимостей величины коэффициента продольного момента Сmo от числа М. Кривая 22 - предлагаемый вариант профиля с кабрирующим моментом Сmo≥0, кривая 23 - предлагаемый вариант профиля с пикирующим моментом Сmo<0, кривая 24 - профиль-прототип.Figure 7 presents graphs of the dependences of the coefficient of longitudinal moment C mo on the
Таким образом, аэродинамические профили лопасти винта, спроектированные в соответствии с сущностью данного изобретения, имеют, по сравнению с профилем-прототипом, преимущества:Thus, the aerodynamic profiles of the propeller blades designed in accordance with the essence of this invention have, in comparison with the profile of the prototype, the advantages:
в величине коэффициента максимальной подъемной силы, не уступая профилю-прототипу по величинам критического числа Маха и максимального аэродинамического качества,in the value of the coefficient of maximum lifting force, not inferior to the prototype profile in terms of the critical Mach number and maximum aerodynamic quality,
в расширении диапазона радиусов кривизны нижней поверхности вблизи передней кромки профиля,in expanding the range of radii of curvature of the lower surface near the leading edge of the profile,
в обеспечении вариантов профиля как с отрицательным, так и с положительным коэффициентом аэродинамического момента профиля лопасти при нулевой подъемной силе.in providing profile options with both negative and positive coefficient of aerodynamic moment of the profile of the blade at zero lifting force.
Данные аэродинамические профили могут применяться также на других несущих поверхностях, например стабилизаторах летательных аппаратов.These aerodynamic profiles can also be used on other bearing surfaces, such as aircraft stabilizers.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013157789/11A RU2547475C1 (en) | 2014-02-24 | 2014-02-24 | Aerodynamic profile of cross section of lifting surface area (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013157789/11A RU2547475C1 (en) | 2014-02-24 | 2014-02-24 | Aerodynamic profile of cross section of lifting surface area (versions) |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2547475C1 true RU2547475C1 (en) | 2015-04-10 |
Family
ID=53296359
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013157789/11A RU2547475C1 (en) | 2014-02-24 | 2014-02-24 | Aerodynamic profile of cross section of lifting surface area (versions) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2547475C1 (en) |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2098321C1 (en) * | 1996-07-17 | 1997-12-10 | Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского | Aerodynamic profile of load-bearing member of flying vehicle |
| RU2123453C1 (en) * | 1996-12-15 | 1998-12-20 | Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского | Propeller blade |
-
2014
- 2014-02-24 RU RU2013157789/11A patent/RU2547475C1/en active
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2098321C1 (en) * | 1996-07-17 | 1997-12-10 | Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского | Aerodynamic profile of load-bearing member of flying vehicle |
| RU2123453C1 (en) * | 1996-12-15 | 1998-12-20 | Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского | Propeller blade |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10137976B2 (en) | Airfoils for rotor blades of rotary wing aircrafts | |
| DK2303685T3 (en) | KRUM wingtip | |
| US20190322354A1 (en) | Lifting surfaces and associated method | |
| US8066219B2 (en) | Anhedral tip blades for tiltrotor aircraft | |
| US20150361952A1 (en) | Rotor blade of a wind turbine | |
| US20180304997A1 (en) | Split Winglet | |
| US9061758B2 (en) | Noise and performance improved rotor blade for a helicopter | |
| CA2713363C (en) | Aerodynamic structure with series of shock bumps | |
| CN101501302A (en) | Rotor blade for a high speed rotary-wing aircraft | |
| WO2012112408A1 (en) | Laminar flow wing optimized for transonic cruise aircraft | |
| US20120138731A1 (en) | Rotorcraft structural element for reducing aerodynamic drag | |
| EP2183156B1 (en) | Aircraft tail assembly | |
| RU2559181C1 (en) | Aerodynamic profile of bearing surface cross-section (versions) | |
| CN111479749B (en) | Aircraft wing | |
| CN112572787B (en) | Coaxial dual-rotor high-speed helicopter tip airfoil with low resistance and high divergence Mach number | |
| RU2547475C1 (en) | Aerodynamic profile of cross section of lifting surface area (versions) | |
| RU2558539C1 (en) | Aerodynamic profile of cross section of lifting surface area | |
| US20210237862A1 (en) | Rotary-wing aircraft blade airfoil, blade having the blade airfoil, and rotary-wing aircraft including the blade | |
| US1780813A (en) | Airplane | |
| RU2581642C2 (en) | Wing airfoil | |
| CN109533314A (en) | A kind of light-duty unmanned helicopter Rotor Aerodynamics Shape | |
| RU2123453C1 (en) | Propeller blade | |
| RU2314230C1 (en) | Helicopter main rotor blade | |
| US10414482B2 (en) | Airfoils for stunt flights | |
| RU2098321C1 (en) | Aerodynamic profile of load-bearing member of flying vehicle |