RU2769545C1 - Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата - Google Patents
Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2769545C1 RU2769545C1 RU2021113758A RU2021113758A RU2769545C1 RU 2769545 C1 RU2769545 C1 RU 2769545C1 RU 2021113758 A RU2021113758 A RU 2021113758A RU 2021113758 A RU2021113758 A RU 2021113758A RU 2769545 C1 RU2769545 C1 RU 2769545C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- profile
- chord
- coordinates
- aircraft
- length
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
- B64C11/16—Blades
- B64C11/18—Aerodynamic features
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/32—Rotors
- B64C27/46—Blades
- B64C27/467—Aerodynamic features
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, в частности к профилю лопасти несущего винта летательного аппарата, а более конкретно к профилю концевой части лопасти. Аэродинамический профиль НЦВ-3 несущего элемента летательного аппарата содержит контуры верхней и нижней поверхности. Толщина профиля определяется в процентах отношением максимальной толщины профиля к хорде и составляет от 8 до 15%. Аэродинамический профиль лопасти несущего винта 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. Обеспечивается приемлемая несущая способность, низкое профильное сопротивление, более высокое качество, стабильное положение фокуса при изменении чисел Маха. 2 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.
Description
Изобретение относится к области авиации, в частности к профилю лопасти несущего винта летательного аппарата, а более конкретно к профилю концевой части лопасти. Аэродинамический профиль НЦВ-3 несущего элемента летательного аппарата содержит контуры верхней и нижней поверхности. Толщина профиля определяется в процентах отношением максимальной толщины профиля к хорде и составляет от 8 до 15%.
При проектировании лопасти несущего винта современного вертолета необходимо обеспечить компромиссное решение при выборе частоты вращения винта: с одной стороны - уменьшение числа Маха конца наступающей лопасти позволяет ослабить проявление эффектов сжимаемости воздуха; с другой стороны - увеличение окружной скорости конца лопасти приводит к уменьшению зоны срыва и обратного обтекания на диске несущего винта.
Основным источником срыва воздушного потока в концевой части лопастей несущего винта вертолета является отрыв пограничного слоя потока, обтекающего профиль лопасти. В пограничном слое, как ламинарном, так и турбулентном, образуются интенсивные вихревые потоки, вследствие чего происходит увеличение толщины и последующий отрыв пограничного слоя. Сходя с поверхности лопасти, эти вихри образуют вихревой след. Вихри, срывающиеся с лопастей, периодически ударяют по конструкции вертолета, что вызывает тряску вертолета и вибрацию отдельных его частей.
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 в диапазоне 0,009В÷0,017В, а нижней части контура Rн - в диапазоне 0,006В÷0,013В. Максимальная относительная толщина профиля С находится в диапазоне 0,092В÷0,098В и расположена на расстоянии Х=0,24В÷0,45В 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).
Технической проблемой, решаемой заявляемым изобретением, является усовершенствование конструкции несущего винта вертолета за счет аэродинамического профиля, имеющего повышенную подъемную силу на больших числах Маха и минимальное сопротивление, что позволит обеспечить высокую несущую способность лопасти и снизить нагрузки и вибрации, возникающие при срыве потока на концах лопастей; улучшение основных аэродинамических характеристик профиля для концевых сечений лопастей винтов винтокрылых летательных аппаратов, получение хороших эксплуатационных характеристик.
Технический результат данного изобретения состоит в разработке контура аэродинамического профиля с приемлемой несущей способностью и величиной профильного сопротивления (по сравнению с известными профилями для концевых сечений лопастей несущих винтов) в диапазоне чисел М=0,5÷0,9 и CY>0,15, имеющего значительно более высокое качество, за счет меньшего сопротивления, а также более стабильное положение аэродинамического фокуса профиля на основных режимах обтекания в рабочем диапазоне чисел М.
Для достижения технического результата предложен аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата, который состоит из верхнего и нижнего контура, образованного выпуклыми кривыми и точками их пересечений с заданными координатами относительно хорды профиля, координаты выпуклых кривых отсчитываются от средней линии профиля: верхняя добавляется, нижняя вычитается, координаты определены следующими отношениями, которые рассчитаны для толщины 9% и приведены в таблице 1, где
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]:
X - координата профиля по оси X, м,
b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м,
верхний контур вычисляют по формуле [2]:
Yверх - координата верхней линии профиля, м,
b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м,
нижний контур вычисляется по формуле [3]:
Yниж - координата нижней линии профиля, м;
b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м.
Значения данных координат для толщины 9% приведены в таблице 1.
Кроме того, профиль относится к концевым сечениям лопасти.
При этом толщина профиля определяется в процентах отношением максимальной толщины профиля к длине хорды и составляет от 8 до 15%.
Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата, спроектированный в соответствии с сущностью данного изобретения, имеет по сравнению с известными концевыми сечениями лопастей несущих винтов значительные преимущества в основных аэродинамических характеристиках.
Преимущества профиля, разработанного на основе данного изобретения, по сравнению с профилем-прототипом, поясняются чертежами:
фиг. 1 График зависимости коэффициента максимальной подъемной силы от числа Маха для концевой 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 8 до 15%, осуществляется путем умножения ординат, приведенных в таблице на отношение относительной толщины желаемою 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.
На фиг. 2 показано примерно равное профильное сопротивления с NACA-23012.
Максимальное качество профиля НЦВ-3 при числе Маха 0,7 больше более чем в 2 (два) раза (фиг. 3).
На фиг. 4 можно видеть более стабильное положение фокуса профиля ПЦВ-3 в диапазоне чисел Маха 0,6÷0,9.
Таким образом, аэродинамический профиль лопасти винта, спроектированный в соответствии с сущностью данного изобретения, обладает приемлемой несущей способностью и низким профильным сопротивлением, а также значительно более высоким качеством. Помимо указанных преимуществ, профиль НЦВ-3 имеет более стабильное положение фокуса при изменении чисел Маха, а также позволяет обеспечить пониженное сопротивление на больших числах Маха.
Claims (22)
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 9% и приведены в таблице 1, где
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]:
X - координата профиля по оси X, м,
b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м,
верхний контур вычисляют по формуле [2]:
Yверх - координата верхней линии профиля, м,
b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м,
нижний контур вычисляется по формуле [3]:
Yниж - координата нижней линии профиля, м;
b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м.
2. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что профиль относится к концевым 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 8 до 15%.
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2021113758A RU2769545C1 (ru) | 2021-05-14 | 2021-05-14 | Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата |
CN202210176165.9A CN115339619A (zh) | 2021-05-14 | 2022-02-24 | 飞行器支承构件空气动力剖面 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2021113758A RU2769545C1 (ru) | 2021-05-14 | 2021-05-14 | Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2769545C1 true RU2769545C1 (ru) | 2022-04-04 |
Family
ID=81076099
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2021113758A RU2769545C1 (ru) | 2021-05-14 | 2021-05-14 | Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN115339619A (ru) |
RU (1) | RU2769545C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2808522C1 (ru) * | 2023-08-11 | 2023-11-29 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4412664A (en) * | 1982-06-25 | 1983-11-01 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Family of airfoil shapes for rotating blades |
US4416434A (en) * | 1980-09-24 | 1983-11-22 | Societe Nationale Industrielle Aerospatiale | Blade section for rotating wings of an aircraft |
SU1540653A3 (ru) * | 1982-11-18 | 1990-01-30 | Оффис Насьональ Дъэтюд Э Де Решерш Аэроспасьаль (Фирма) | Аэродинамический профиль лопасти воздушного винта летательного аппарата |
RU2191717C2 (ru) * | 1997-06-25 | 2002-10-27 | Онера (Оффис Насьональ Д'Этюд Э Де Решерш Аэроспасьяль) | Лопастный профиль для несущего винта летательного аппарата и лопасть несущего винта с данным профилем |
RU2558539C1 (ru) * | 2014-04-30 | 2015-08-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Аэродинамический профиль поперечного сечения несущей поверхности |
EA029645B1 (ru) * | 2013-02-05 | 2018-04-30 | Синьцзянь Шаньфу Нью Энерджи Текнолоджи Ко., Лтд. | Способ проектирования трёхмерного изогнутого аэродинамического профиля |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2145293C1 (ru) * | 1996-09-11 | 2000-02-10 | Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского | Лопасть винта и аэродинамический профиль лопасти (варианты) |
JP3472799B2 (ja) * | 2000-02-29 | 2003-12-02 | 防衛庁技術研究本部長 | ブレード用翼型 |
CN102722606B (zh) * | 2012-05-24 | 2014-05-14 | 北京航空航天大学 | 一种降低直升机旋翼桨毂振动载荷的方法 |
EP3112258B1 (en) * | 2015-07-03 | 2017-09-13 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Airfoils for rotor blades of rotary wing aircrafts |
CN111046493A (zh) * | 2019-12-04 | 2020-04-21 | 中国直升机设计研究所 | 一种基于集中载荷的旋翼气动噪声计算方法 |
-
2021
- 2021-05-14 RU RU2021113758A patent/RU2769545C1/ru active
-
2022
- 2022-02-24 CN CN202210176165.9A patent/CN115339619A/zh active Pending
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4416434A (en) * | 1980-09-24 | 1983-11-22 | Societe Nationale Industrielle Aerospatiale | Blade section for rotating wings of an aircraft |
US4412664A (en) * | 1982-06-25 | 1983-11-01 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Family of airfoil shapes for rotating blades |
SU1540653A3 (ru) * | 1982-11-18 | 1990-01-30 | Оффис Насьональ Дъэтюд Э Де Решерш Аэроспасьаль (Фирма) | Аэродинамический профиль лопасти воздушного винта летательного аппарата |
RU2191717C2 (ru) * | 1997-06-25 | 2002-10-27 | Онера (Оффис Насьональ Д'Этюд Э Де Решерш Аэроспасьяль) | Лопастный профиль для несущего винта летательного аппарата и лопасть несущего винта с данным профилем |
EA029645B1 (ru) * | 2013-02-05 | 2018-04-30 | Синьцзянь Шаньфу Нью Энерджи Текнолоджи Ко., Лтд. | Способ проектирования трёхмерного изогнутого аэродинамического профиля |
RU2558539C1 (ru) * | 2014-04-30 | 2015-08-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Аэродинамический профиль поперечного сечения несущей поверхности |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2808522C1 (ru) * | 2023-08-11 | 2023-11-29 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN115339619A (zh) | 2022-11-15 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6431498B1 (en) | Scalloped wing leading edge | |
US5395071A (en) | Airfoil with bicambered surface | |
US8651813B2 (en) | Fluid dynamic body having escapelet openings for reducing induced and interference drag, and energizing stagnant flow | |
US4830315A (en) | Airfoil-shaped body | |
US4786016A (en) | Bodies with reduced surface drag | |
AU2017261498A1 (en) | Improved wing configuration | |
EP0331603A2 (en) | Airfoiled blade | |
GB2102505A (en) | Airfoil blade | |
US8317128B2 (en) | Laminar flow wing optimized for transonic cruise aircraft | |
EP0244334B1 (en) | Airfoil-shaped body | |
JP2620087B2 (ja) | 回転翼航空機用ブレード | |
US20140064979A1 (en) | Multicant Winglets | |
JP3544711B2 (ja) | 回転翼航空機の回転翼羽根 | |
US6899525B2 (en) | Blade and wing configuration | |
RU2769545C1 (ru) | Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата | |
JP4318940B2 (ja) | 圧縮機翼型 | |
KR101015391B1 (ko) | 소형 제트기용 자연층류 익형 | |
RU2762464C1 (ru) | Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата | |
RU2729115C2 (ru) | Лопасть несущего винта автожира для создания подъемной силы за счет авторотации | |
RU2559181C1 (ru) | Аэродинамический профиль поперечного сечения несущей поверхности | |
JP4486249B2 (ja) | ブレード用高性能翼型 | |
RU2752502C1 (ru) | Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата | |
RU2808522C1 (ru) | Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата | |
RU2808865C1 (ru) | Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата | |
RU2558539C1 (ru) | Аэродинамический профиль поперечного сечения несущей поверхности |