RU2808523C1

RU2808523C1 - Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата

Info

Publication number: RU2808523C1
Application number: RU2023121121A
Authority: RU
Inventors: Сергей Витальевич Селеменев; Константин Владимирович Смирнов
Original assignee: Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов")
Filing date: 2023-08-11
Publication date: 2023-11-29

Abstract

Изобретение относится к области авиастроения и касается аэродинамического профиля для комлевых и средних сечений лопастей несущего винта и рулевого винта летательного аппарата. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата включает верхний и нижний контуры, образованные выпуклыми кривыми и точками их пересечений с заданными координатами относительно хорды профиля, имеет скругленную переднюю кромку. Достигаются улучшение аэродинамических характеристик профилей для комлевых и средних сечений лопастей винтов, улучшенные летные данные летательного аппарата на режиме висения и в поступательном полете, приемлемый низкий уровень переменных и постоянных нагрузок в несущей системе. 3 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

Description

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к аэродинамическому профилю для комлевых и средних сечений лопастей несущего винта и рулевого винта вертолетов или других видов летательных аппаратов.

Аэродинамический профиль НЦВ-2 несущего элемента летательного аппарата, как и другие известные профили аналогичного назначения, состоит из контуров верхней и нижней поверхности, описываемых набором их геометрических координат.

От геометрии верхней и нижней поверхности аэродинамического профиля, т.е. от формы контура, зависит характер его обтекания, т.е. распределение давления и скорости воздуха по этим поверхностям и, соответственно, распределение аэродинамических сил и моментов, возникающих на профиле при его обтекании. Таким образом, форма контура профиля определяет его аэродинамические характеристики при обтекании воздушным потоком.

Основные аэродинамические характеристики профилей, а именно коэффициент максимальной подъемной силы, коэффициент минимального лобового сопротивления, величина максимального аэродинамического качества, коэффициент момента тангажа при нулевой подъемной силе, положение аэродинамического фокуса, оказывают существенное влияние на максимальную несущую способность винта, на потребляемую им мощность на различных режимах полета, на уровень нагрузок в системе управления и устойчивость движения лопастей при работе винта.

Уровень техники

Известны аэродинамические профили лопастей несущего винта винтокрылых летательных аппаратов (CN 106314791 А, В64С 27/467, публ. 11.01.2017) с максимальной относительной толщиной 8%, 9%, 12%. Эти профили имеют модифицированную среднюю линию, вогнутость которой обеспечивает увеличение ламинарного участка обтекания профиля, что позволяет уменьшить аэродинамическое сопротивление.

Известна конструкция крыла (CN 103693187 А, В64С 3/14, публ. 02.04.2013), которая состоит из набора аэродинамических профилей, при этом отношение размаха крыла к длине хорды 5,50-7,24; передняя кромка представляет собой изогнутую линию параболической формы; максимальная относительная кривизна каждого профиля крыла составляет 7,5% и располагается на уровне 17-33% длины хорды; максимальная относительная толщина каждого профиля крыла составляет 13,1% и располагается на уровне 11-24% длины хорды. Конструкция крыла обеспечивает большие величины коэффициента подъемной силы, затягивание срыва воздушного потока при больших углах атаки и снижение шума в полете.

Известен аэродинамический профиль лопасти вертолета (US 6164918 A, В64С 27/46; В64С 27/467, публ. 26.12.2000) геометрия которого определена верхней и нижней поверхностями и радиусом передней кромки, которые обеспечивают большие величины критического числа Маха и коэффициента подъемной силы, а также пониженный уровень шума.

Упомянутые аэродинамические профили не обеспечивают оптимального сочетания аэродинамических характеристик и имеют конкретное применение в модельном ряду летательных аппаратов для решения определенного ограниченного круга задач.

Известны принятые за прототип несимметричные профили серии NACA230XX с пятизначным цифровым обозначением, где последние две цифры XX - максимальная относительная толщина профиля в процентах его хорды (см., например, публикации NACA Report No. 586, 1937, стр. 236; Кравец А.С., Характеристики авиационных профилей, М. - Л.: Оборонгиз, 1939, стр. 206-217; Ушаков Б.А. и др., Атлас аэродинамических характеристик профилей крыльев, М: БИТ НКАП при ЦАГИ, 1940, стр. 165-196; NACA Report No. 824, 1945, стр. 101, 146-150). Эти профили широко применяются в конструкции лопастей вертолетов.

Аэродинамические профили серии NACA230XX имеют вытянутую каплеобразную форму со скругленной передней кромкой, заостренной или затупленной задней кромкой, соединенных между собой участками контуров верхней и нижней поверхностей профиля. Контуры этих профилей образованы непрерывными гладкими линиями с плавно меняющейся кривизной посредством наложения контуров симметричных профилей (соответствующей толщины) на среднюю линию (по нормали к ней) неизменную для всей серии профилей. Максимальная относительная толщина серии профилей расположена на 30% длины хорды профиля, а средняя линия имеет максимальную относительную вогнутость 2% (по осевой дуге) и расположена на 15% длины хорды профиля. Полученная таким образом форма контура профиля-прототипа NACA23015 определяет его аэродинамические характеристики при обтекании воздушным потоком.

Недостатками профиля NACA23015 являются:

- сравнительно высокие величины коэффициента минимального лобового сопротивления профиля;

- малые значения аэродинамического качества в диапазоне чисел Маха от 0,15 до 0,25;

- сравнительно высокие величины коэффициента момента тангажа при нулевой подъемной силе профиля в диапазоне чисел Маха от 0,15 до 0,25.

Раскрытие сущности изобретения

Техническая проблема, решаемая изобретением, заключается в улучшении основных аэродинамических характеристик профилей для комлевых и средних сечений лопастей винтов, которые работают при малых числах Маха от 0,15 до 0,45 и при обратном обтекании со стороны хвостика профиля при их использовании в комлевых сечениях лопастей; в разработке геометрии верхней и нижней поверхности контуров аэродинамического профиля НЦВ-2 несущего элемента летательного аппарата (далее - профиля), который при этом:

- имеет меньшие величины коэффициента минимального лобового сопротивления С_{ха min} в диапазоне чисел Маха от 0,15 до 0,45 по сравнению с прототипом;

- имеет величины максимального аэродинамического качества K_max в диапазоне чисел Маха от 0,15 до 0,25 по сравнению с прототипом;

- имеет меньшие по модулю величины коэффициента момента тангажа C_mo при нулевой подъемной силе в диапазоне чисел Маха от 0,15 до 0,25 по сравнению с прототипом.

Указанные аэродинамические характеристики профилей при их установке в комлевых сечениях лопасти, оказывают основное влияние на потребляемую несущими и рулевыми винтами мощность, на уровень нагрузок на элементы конструкции в забустерной части управления, коэффициент полезного действия несущего винта, рулевого винта и других несущих поверхностей летательного аппарата.

Технический результат применения изобретения заключается в улучшении основных аэродинамических характеристик профилей для комлевых и средних сечений лопастей винтов за счет применения разработанного контура профиля, обеспечивающего максимально возможное качество лопасти и винта в целом, как на режимах висения, так и в поступательном полете и приемлемый низкий уровень переменных и постоянных нагрузок в несущей системе.

Для достижения технического результата предлагается аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата, включающий верхний и нижний контуры, образованные выпуклыми кривыми и точками их пересечений с заданными координатами относительно хорды профиля, имеющий скругленную переднюю кромку, причем, относительные координаты выпуклых кривых профиля, расположенные от передней кромки на относительных расстояниях отсчитываются от средней линии профиля для заданной длины хорды и максимальной относительной толщины профиля определяются соотношениями (1), (2):

где:

- относительная абсцисса точек контуров профиля, %;

- относительная ордината точек верхней линии контура профиля, %;

- относительная ордината точек нижней линии контура профиля, %;

- относительная ордината точек средней линии профиля, %;

- относительная ордината точек симметричной составляющей верхнего и нижнего контуров профиля, %;

- максимальная относительная толщина профиля, %;

с_МАХ - максимальная толщина профиля, м;

X - абсцисса точек профиля, м;

Y_B - ордината точек верхней линии контура профиля, м;

Y_H - ордината точек нижней линии контура профиля, м;

В - длина хорды профиля, м,

при этом значения отнесенных к длине хорды В профиля ординат расположенных от передней кромки на расстояниях определяющих диапазон ординат для максимальной относительной толщины профиля приведены ниже:

Кроме того, максимальная относительная толщина аэродинамического профиля составляет от 10 до 25%.

При этом аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата может иметь заостренную, затупленную или скругленную заднюю кромку.

Кроме того, аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата допускает установку за задней кромкой профиля хвостовой пластины-триммера, имеющей в сечении форму прямоугольника или трапеции, в том числе криволинейной, длиной не более 15% хорды профиля без пластины, толщиной не более 1,5% хорды профиля, угол отгиба которой относительно хорды профиля находится в диапазоне от -5° до +10°.

Таким образом, достигается технический результат применения изобретения - улучшение основных аэродинамических характеристик профилей для комлевых и средних сечений лопастей винтов, за счет применения разработанного контура профиля, обеспечивающего максимально возможное качество лопасти и винта в целом, как на режимах висения, так и в поступательном полете и приемлемый низкий уровень переменных и постоянных нагрузок в несущей системе. Применение предлагаемого профиля позволяет повысить летно-технические и экономические характеристики, расширяет сферы применения и повышает конкурентоспособность летательного аппарата.

Краткое описание чертежей

Изобретение поясняется чертежами:

Фиг. 1 - Вариант контура профиля и графики зависимостей геометрических характеристик профиля в процентах от длины хорды профиля для максимальной относительной толщины

Фиг. 2 - Графики зависимостей коэффициентов минимального лобового сопротивления C_{xa min} сравниваемых профилей от числа Маха.

Фиг. 3 - Графики зависимостей максимального аэродинамического качества K_max сравниваемых профилей от числа Маха.

Фиг. 4 - Графики зависимостей коэффициентов момента тангажа, определенного относительно передней кромки профиля, C_m0 при нулевой подъемной силе сравниваемых профилей от числа Маха.

Осуществление изобретения

Предлагаемый профиль имеет скругленную переднюю кромку, заостренную, затупленную или скругленную заднюю кромку, соединенные между собой гладкими контурами верхней и нижней поверхностей профиля, передняя кромка выполнена с радиусом скругления, который плавно увеличивается вдоль хорды профиля длиной В так, что расстояние Y_B от хорды профиля по нормали к ней вверх до верхней части контура плавно возрастает от передней кромки профиля и в диапазоне координаты вдоль хорды X=0,35⋅В-0,45⋅В достигает своего максимального значения, верхняя часть контура плавно переходит из выпуклой в вогнутую. Передняя кромка нижней поверхности профиля выполнена скругленной с радиусом кривизны по нижней части контура. Расстояние Y_H от хорды профиля до его нижней поверхности плавно увеличивается от передней кромки и достигает своего максимального значения при X=0,3⋅В-0,4⋅В.

Предлагаемый профиль относится к комлевым и средним сечениям лопасти и включает верхний и нижний контуры, образованные выпуклыми кривыми и точками их пересечений с заданными координатами относительно хорды профиля. Координаты выпуклых кривых отсчитываются от средней линии профиля: верхняя добавляется, нижняя вычитается.

Относительные координаты выпуклых кривых профиля, расположенные от передней кромки на относительных расстояниях отсчитываются от средней линии профиля для заданной длины хорды и максимальной относительной толщины профиля определяются соотношениями (1), (2):

где:

с_МАХ - максимальная толщина профиля, м;

X - абсцисса точек профиля, м;

В - длина хорды профиля, м.

В таблице 1 (в первом, втором и третьем столбцах) приведены значения относительных абсцисс точек контуров профиля и соответствующие им относительные ординаты точек средней линии профиля и диапазоны ординат точек симметричной составляющей верхнего и нижнего контуров профиля Расчет диапазонов относительных ординат точек верхней и нижней линии контура профиля выполняется по соотношениям (1), (2) соответственно.

Пример расчета для заданной максимальной относительной толщины профиля приведен в таблице 1 (в четвертом и пятом столбцах).

Размерность величин c_MAX, X, Y_B, Y_H, В при построении профиля может быть выбрана не только в метрах, но и в других единицах измерения длины.

Возможно построение координат серии профилей различной толщины. При этом величины в таблице 1 остаются неизменными, а величины рассчитываются по соотношениям (1), (2) соответственно для максимальной относительной толщины профиля с, заданной в диапазоне от 10 до 25%.

Размерные величины X, Y_CP, Y_СИМ, Y_B, Y_H получаются умножением относительных величин на заданную размерную величину В длины хорды профиля.

Геометрическая форма контура профиля (фиг. 1) определяет его аэродинамические характеристики при обтекании воздушным потоком. Аэродинамические характеристики предлагаемого профиля, полученные методами вычислительной гидродинамики, проиллюстрированы на графиках (фиг. 2-4) в сопоставлении с характеристиками профиля-прототипа NACA23015. На графиках пунктирной линией обозначены характеристики профиля-прототипа NACA23015, сплошной линией обозначены характеристики предлагаемого профиля.

На фиг. 1 представлен вариант контура профиля и графики зависимостей геометрических характеристик профиля в процентах от длины хорды профиля для максимальной относительной толщины где:

Y_CP - ордината точек средней линии профиля;

Y_СИМ - ордината точек симметричной составляющей верхнего и нижнего контуров профиля;

Y_B - ордината точек верхней линии контура профиля;

Y_H - ордината точек нижней линии контура профиля;

В - длина хорды профиля;

- относительная ордината точек контуров профиля, %;

- относительная ордината точек симметричной составляющей верхнего и нижнего контуров профиля, %.

На фиг. 2 представлены графики зависимостей коэффициентов минимального лобового сопротивления С_{ха min} сравниваемых профилей от числа Маха. Минимальное лобовое сопротивление предлагаемого профиля ниже минимального лобового сопротивления профиля NACA23015, в диапазоне чисел Маха от 0,15 до 0,45 в среднем на 33%.

На фиг. 3 представлены графики зависимостей максимального аэродинамического качества K_max сравниваемых профилей от числа Маха.

Величина максимального аэродинамического качества предлагаемого профиля выше, чем профиля NACA23015, в диапазоне чисел Маха от 0,15 до 0,25 достигает 7%.

На фиг. 4 представлены графики зависимостей коэффициентов момента тангажа, определенного относительно передней кромки профиля C_m0 при нулевой подъемной силе сравниваемых профилей от числа Маха. Предлагаемый профиль имеет меньшие по модулю значение момента тангажа при нулевой подъемной силе, чем профиль NACA23015, в диапазоне чисел Маха от 0,15 до 0,25.

Таким образом, предлагаемый аэродинамический профиль НЦВ-2 несущего элемента летательного аппарата, спроектированный в соответствии с сущностью данного изобретения, имеет по сравнению с профилем-прототипом NACA23015 преимущества в определенных аэродинамических характеристиках в определенных диапазонах чисел Маха, а именно, снижено лобовое сопротивление профиля, увеличена величина максимального аэродинамического качества, обеспечиваются меньшие по модулю значение момента тангажа при нулевой подъемной силе.

Предлагаемый аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата допускает установку за задней кромкой профиля хвостовой пластины-триммера, имеющей в сечении форму прямоугольника или трапеции, в том числе криволинейной, длиной не более 15% хорды профиля без пластины, толщиной не более 1,5% хорды профиля, угол отгиба которой относительно хорды профиля находится в диапазоне от -5° до +10°.

При производстве лопастей с использованием разработанного семейства аэродинамических профилей планируется применять современные материалы и технологии.

Claims

1. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата, включающий верхний и нижний контуры, образованные выпуклыми кривыми и точками их пересечений с заданными координатами относительно хорды профиля, имеющий скругленную переднюю кромку, отличающийся тем, что относительные координаты выпуклых кривых профиля, расположенные от передней кромки на относительных расстояниях отсчитываются от средней линии профиля для заданной длины хорды и максимальной относительной толщины профиля и определяются соотношениями (1), (2)

где

С_МАХ - максимальная толщина профиля, м;

X - абсцисса точек профиля, м;

В - длина хорды профиля, м,

при этом значения отнесенных к длине хорды В профиля ординат расположенных от передней кромки на расстояниях определяющих диапазон ординат для максимальной относительной толщины профиля приведены ниже

2. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что максимальная относительная толщина профиля составляет от 10 до 25%.

3. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата по любому из пп. 1 и 2, отличающийся тем, что может иметь заостренную, затупленную или скругленную заднюю кромку.

4. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что допускает установку за задней кромкой профиля хвостовой пластины-триммера, имеющей в сечении форму прямоугольника или трапеции, в том числе криволинейной, длиной не более 15% хорды профиля без пластины, толщиной не более 1,5% хорды профиля, угол отгиба которой относительно хорды профиля находится в диапазоне от -5° до +10°.