RU2762464C1

RU2762464C1 - Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата

Info

Publication number: RU2762464C1
Application number: RU2021113759A
Authority: RU
Inventors: Валерий Андреевич Ивчин; Алексей Витальевич Рипа; Сергей Игоревич Первак
Original assignee: Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов")
Priority date: 2021-05-14
Filing date: 2021-05-14
Publication date: 2021-12-21
Also published as: CN115339620A

Abstract

Изобретение относится к области профилей лопастей несущего винта летательного аппарата. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата включает в себя верхний и нижний контуры, образованные выпуклыми кривыми и точками их пересечений с заданными координатами относительно хорды профиля. Координаты выпуклых кривых отсчитывают от средней линии профиля, при этом верхнюю координату добавляют, а нижнюю вычитают, координаты определены отношениями координат точек контуров по оси X к длине хорды профиля, координат точек средней линии по оси Y к длине хорды профиля, отношением координат точек верхнего и нижнего контуров по оси Y к длине хорды профиля, параметр по оси X вычисляют по одной формуле, а верхний контур вычисляют по другой формуле. Изобретение направлено на повышение качества, более стабильное положение фокуса при изменении чисел Маха, а также позволяет получить более высокую максимальную тягу при повышенной ветроустойчивости. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Изобретение относится к области авиации, в частности к профилю лопасти несущего винта летательного аппарата, а более конкретно к профилю комлевой части лопасти. Аэродинамический профиль НЦВ-2 комлевой части лопасти летательного аппарата содержит контуры верхней и нижней поверхности. Толщина профиля определяется в процентах отношением максимальной толщины профиля к хорде и составляет от 10 до 25%.

Известен аэродинамический профиль поперечного сечения несущей поверхности (патент RU 2558539, В64С 27/467, публ. 10.08.2014 г.), который имеет хорду длиной В. Передняя кромка профиля скруглена, задняя кромка заострена или затуплена. Кромки расположены на концах хорды профиля и соединены между собой гладкими линиями верхней и нижней частей контура профиля. Передняя кромка профиля лопасти имеет радиусы округления верхней части контура R_в в диапазоне 0,009 В÷0,017 В, а нижней части контура R_н - в диапазоне 0,006 В÷0,013 В. Максимальная относительная толщина профиля С находится в диапазоне 0,092 В÷0,098 В и расположена на расстоянии Х=0,24 В÷0,45 В от передней кромки профиля вдоль его хорды.

Известен профиль NACA-23012, наиболее близкий к заявляемому изобретению (4.3 книги "Вертолеты. Расчет и проектирование". - М.: Машиностроение, 1966), контур которого образован наложением гладкого контура симметричного профиля NACA-0012, описываемого дробно-степенным полиномом, на среднюю линию (по нормали к ней), составленную из носовой части - кубической параболы и хвостовой прямолинейной части, состыкованных без излома и разрыва кривизны контура. Полученная таким образом форма контура профиля-прототипа определяет его аэродинамические характеристики при обтекании воздушным потоком. Основные характеристики профиля NACA-23012 приведены в учебном пособии «Аэродинамические характеристики профиля крыла», В.А. Фролов, - Самара, 2007 г., стр. 21, 23, 28).

Аэродинамические характеристики профилей оказывают существенное влияние на максимальную несущую способность винта, потребляемую им мощность на различных режимах полета (включая режим висения), уровень нагрузок в системе управления, а также устойчивость движения лопастей при работе несущего винта, в том числе на режимах обратного обтекания. Настоящее изобретение направлено на усовершенствование аэродинамического профиля несущего винта. Требования к профилю лопастей несущего винта, работающих на высоких скоростях, как правило, более сложные, чем требования для самолета с неподвижным крылом, потому что за один оборот лопасти несущего винта его аэродинамический профиль может иметь коэффициент подъемной силы от отрицательного до положительного значения, а число Маха от дозвуковых до околозвуковых значений. Поскольку диапазоны коэффициентов подъемной силы и чисел Маха, в которых работает профиль лопасти, зависят от его радиального положения вдоль лопасти несущего винта и условий полета, то для различных участков от комля до конца лопасти несущего винта используются различные аэродинамические профили.

Для повышения качества лопастей и устранения повышенных нагрузок, необходимо значительно усовершенствовать конструкцию. В связи с этим, целесообразно разработать улучшенное семейство аэродинамических профилей для лопастей несущего и рулевого винтов.

С целью повышения аэродинамического качества и уменьшения нагрузок для современных лопастей был разработан новый профиль НЦВ-2, который предназначен для применения в комлевой части лопасти.

Техническая проблема, которую решает данное изобретение, состоит в разработке контура аэродинамического профиля с приемлемой несущей способностью и величиной профильного сопротивления (по сравнению с известными профилями для средних сечений лопастей несущих винтов) в диапазоне чисел М=0,05-0,5 и увеличение качества профиля, имеющего максимальную тягу и более стабильное положение аэродинамического фокуса профиля на основных режимах обтекания в рабочем диапазоне чисел М.

Техническим результатом является получение хороших эксплуатационных характеристик профиля, применяемого в комлевой части лопасти, при этом, профиль НЦВ-2 имеет более стабильное положение фокуса при изменении чисел Маха, а также позволяет получить более высокую максимальную тягу при повышенной ветроустойчивости.

Для достижения технического результата предложен аэродинамический профиль лопасти несущего винта летательного аппарата, который состоит из верхнего и нижнего контура, образованного выпуклыми кривыми и точками их пересечений с заданными координатами относительно хорды профиля, в соответствии с заявляемым изобретением отличающийся тем, что координаты выпуклых кривых отсчитываются от средней линии профиля: верхняя добавляется, нижняя вычитается, при этом координаты определены следующими отношениями:

Х/b - отношение координат точек контуров по оси X к длине хорды профиля,

Ycp/b - отношение координат точек средней линии по оси Y к длине хорды профиля,

Yконтур/b - отношение координат точек верхнего и нижнего контуров по оси Y к длине хорды профиля, параметр по оси X вычисляют по формуле [1]:

где

X - координата профиля по оси X, м;

b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м; верхний контур вычисляют по формуле [2]:

где

Yвеpx - координата верхней линии профиля, м;

b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м;

- относительная толщина, %;

нижний контур вычисляется по формуле [3]:

[3]

где

Yниж - координата нижней линии профиля, м;

- относительная толщина, %;

b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м.

значения упомянутых координат для толщины 10,5% приведены в таблице 1.

Кроме того, профиль относится к комлевым сечениям лопасти.

При этом толщина профиля определяется в процентах отношением максимальной толщины профиля к длине хорды и составляет от 10 до 25%.

Аэродинамический профиль лопасти винта, спроектированный в соответствии с сущностью данного изобретения, имеет по сравнению с известными профилями для лопастей винтов вертолетов преимущества в основных аэродинамических характеристиках.

Преимущества профиля, разработанного на основе данного изобретения, по сравнению с профилем-прототипом, поясняется чертежами:

фиг. 1 - график зависимости коэффициента максимальной подъемной силы от числа Маха для комлевой части несущей лопасти;

фиг. 2 - график зависимости коэффициента силы сопротивления от числа Маха;

фиг. 3 - график зависимости качества от числа Маха;

фиг. 4 - график зависимости положения фокуса профиля от числа Маха.

Получение профилей, относительная толщина которых находится в промежутке от 10 до 25%, осуществляется путем умножения ординат, приведенных в таблице на отношение относительной толщины желаемого профиля.

Результаты теоретических исследований были проверены расчетным путем в пакете программ вычислительной аэродинамики (CFD) и проиллюстрированы на графиках (фиг. 1-4).

На фиг. 1 показана зависимость коэффициента максимальной подъемной силы Сушах от числа Маха.

Расчеты в пакете программ вычислительной аэродинамики (CFD) показали, что профиль НЦВ-2 превосходит профиль NACA23012 по максимальной подъемной силе в среднем на 5% при числе Маха от 0,3 до 0,65 (фиг. 2).

На фиг. 2 показано примерно равное с NACA-23012 профильное сопротивление.

На фиг. 3 также показана зависимость максимального качества К_mах от числа Маха. Максимальное качество профиля НЦВ-2 при числе Маха 0,7 больше на 50%.

На фиг. 4 показано положение фокуса профилей НЦВ-2 и NACA-23012 в зависимости от числа Маха. Как видно из графика, профиль НЦВ-2 имеет более стабильное положение фокуса. В промежутке значений числа Маха от 0,3 до 0,82 кривая положения фокуса профиля НЦВ-2 имеет практически горизонтальный вид.

Таким образом, аэродинамический профиль лопасти винта, спроектированный в соответствии с сущностью данного изобретения, обладает приемлемой несущей способностью и профильным сопротивлением, а также повышенным качеством (по сравнению с известными профилями для комлевых сечений лопастей несущих винтов). Помимо указанных преимуществ профиль НЦВ-2 имеет более стабильное положение фокуса при изменении чисел Маха, а также позволяет получить более высокую максимальную тягу при повышенной ветроустойчивости.

Claims

1. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата, содержащий верхний и нижний контуры, образованные выпуклыми кривыми и точками их пересечений с заданными координатами относительно хорды профиля, отличающийся тем, что координаты выпуклых кривых отсчитывают от средней линии профиля, при этом верхнюю координату добавляют, а нижнюю вычитают, координаты определены следующими отношениями, которые рассчитаны для толщины 10.5% и приведены в таблице 1, где

Yконтур/b - отношение координат точек верхнего и нижнего контуров по оси Y к длине хорды профиля,

параметр по оси X вычисляют по формуле [1]

[1]

где X - координата профиля по оси X, м;

верхний контур вычисляют по формуле [2]

[2]

где Yверх - координата верхней линии профиля, м;

- относительная толщина, %;

нижний контур вычисляется по формуле [3]

[3]

где Yниж - координата нижней линии профиля, м;

- относительная толщина, %;

2. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что профиль относится к комлевым сечениям лопасти.

3. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что толщина профиля определяется в процентах отношением максимальной толщины профиля к длине хорды и составляет от 10 до 25%.