SU1741608A3

SU1741608A3 - Лопасть воздушного винта летательного аппарата

Info

Publication number: SU1741608A3
Application number: SU864028591A
Authority: SU
Inventors: Родд Анн-Мари; Тибер Жан-Жак
Original assignee: Оффис Насьональ Д.Этюд Э Де Решерш Аэроспасьаль О.Н.Э.Р.А.(Фирма)
Priority date: 1985-11-19
Filing date: 1986-11-19
Publication date: 1992-06-15
Also published as: EP0227524B1; DE3683143D1; FR2590229B1; US4773825A; JPH0627499U; JPS62182000A; EP0227524A1; FR2590229A1

Abstract

Изобретение относитс к авиационной технике, в частности к воздушным винтам летательных аппаратов, и касаетс дальнейшего совершенствовани аэродинамики лопастей Целью изобретени вл етс улучшение экс- плуатационных характеристик воздушных винтов летательных аппаратов путем задержки образовани ударных волн и отрыва пограничного сло при увеличении относительных чисел Маха. ЛоИзобретение относитс к авиационной технике, в частности к воздушным винтам летательных аппаратов и ка- cajsrcfl дальнейшего совершенствовани аэродинамики лопастей винтов. Развитие воздушных винтов св зано с их непрерывным совершенствованием с Целью повышени КПД, уменьшени шума, который вл етс пр мой функпасть воздушного винта имеет аэродинамический профиль, относительна толщина которого составл ет 3 25%, образованный верхним выпуклым и нижним выпукло-вогнутым контурами. При максимальной величине на передней кромке кривизна верхнего,выпуклого контура профил измен етс монотонно, убыва к задней кромке, достига величины 4 на k% хорды и 0 на задней, кромке профил . Кривизна нижнего выпукло-вогнутого профил также измен етс монотонно, убыва в направлении к задней кромке, причем от передней кромки она вначале убывает быстро , достига величины 8 примерно на 3,5% хорды и далее убывает медленно до нулевой величины в точке, наход щейс в диапазоне 10 - 60% хорды и далее монотонно убывает до отрицательной величины, остава сь практически посто нной у задней кромки. Законы изменени кривизны профилей дл различных толщин определены математическими зависимост ми и табличными данными в пр моугольной системе координат. 12 э.п. ф-лы, 16 ил., 4 табл. циеи относительной скорости на конце лопасти, снижени массы лопастей, что может быть достигнуто путем сокращени длин хорд профилей участков лопастей . Наблюдаетс также стремление к созданию таких профилей лопастей, которые имеют высокие коэффициенты J сЈ о 00 CJ

Description

подъемной силы, особенно в услови х взлета самолета и набора высоты.

В то же врем при высоких крейсерских скорост х полетов самолетов относительные скорости потока на концах лопастей могут достигать чисел Маха 0,8 - 0,9. В этих услови х профиль лопасти не должен вызывать ни ударных волн, ни срыва пограничного сло , чтобы ограничить рост коэффициента лобового сопротивлени и обеспечить высокие значени КПД винта.

Целью изобретени вл етс упрощение эксплуатационных характеристик воздушных винтов летательных аппаратов путем задержки образовани ударных волн и отрыва пограничного сло при увеличении чисел Маха.

На изображен профиль лопасти винта; на фиг.2 - изменение кривизны верхнего и нижнего контуров профил ; на фиг.З передн кромка профил ; на фиг. - законы изменени толщин четырех профилей, имеющих соответственно относительные толщины ,„7, 12 и 20%; на фиг.5 - средние линии четырех профилей, имеющих соответственно относительные толщины А, 7, 12 и 20%; на фиг„6 (а,в,с, d) - профили, имеющие соответственно относительные толщины Ц, 7, 12 и 20%; на фиг.7 (а,в,с) - профили, имеющие соответственно относительные толщины 7, 12 и 20%, при этом каждый из этих трех профилей сравниваетс с известными профил ми; на фиг.8 - распределени коэффициента давлени - на профиле, имеющем относительную толщину 7% и распределени коэффициента давлени на классическом профиле NACA 16707 дл рабочих режимов на взлете; на фиг«9 - то же, дл рабочих режимов во врем фазы набора высоты; на фиг.10 - то же, дл рабочих режимов во врем крейсерского полета; , на фиг.11 - изменени коэффициента аэродинамического качества в зависимости от коэффициента подъемно силы при наборе высоты и в крейсерском полете, .при этом эти изменени представлены дл профил , имеющего относительную толщину 7% и дл классического профил NACA 16707; на фиг.12 - график изменени коэффициентов максимальной подъемной силы профил , имеющего относительную толщину 1% и классического профил NACA 16707; на фиг.13 - график изменени

5

0

.коэффициентов лобового сопротивлени профил , имеющего относительную толщину 1% и класического профил NACA 16707; на фиг. И - значени коэффициентов максимальной подъемной силы дл профилей, имеющих соответственно относительные толщины Ц, 7, 12 и 20%, сравниваемые с характеристиками классического профил NACA 16707, во врем взлета; на фиг, 15. - то же, во врем набора высоты; на фиг.16 - то же, во врем крейсерского полета.

Профиль лопасти воздушного винта летательного аппарата имеет относительную толщину, отнесенную к.хорде, заключенную в интервале между 3 и 25%. Спинка 1 этого профил имеет между передней кромкой А и задней кромкой F выпуклую форму. Нижний контур 2 этогс профил имеет форму сначала выпуклую от передней кромки А, затем вогнутую на подходе к задней кромке F.

Закон изменени кривизны спинки 1 следующий: кривизна, максимальна на передней кромке А, убывает сначала быстро до величины, равной приблизительно k в точке В, наход щейс на

рассто нии примерно % длины хорды; затем кривизна становитс равной нулю ,

Закон изменени кривизны нижнего контура 3 профил следующий: кривизна , максимальна на передней кромке

5 Af убывает сначала быстро до величины , равной приблизительно 8 в точке, наход щейс на рассто нии примерно 3,5% длины хорды; затем кривизна убывает медленнее до нулевой величины в точке Е, наход щейс между 10 и 60% длины хорды.

Далее кривизна убывает от этой точки перегиба до небольшой отрицательной величины, котора остаетс практически посто нной до задней . кромки F

5

0

5

Этот закон изменени кривизны представлен на фиг.2, где показано: по оси абсцисс и в положительном направлении - относительна длина X хорды профил , представленна в виде (X/L) ; по оси абсцисс ив отрицательном направлении - относительна длина X хорды профил , представленна в виде (X/L)4 ; по оси ординат положительна и отрицательна кривизна С,

представленна в виде С

Ml

Крива в положительном направлении оси абсцис.с представл ет собой изменение кривизны спинки, а крива в отрицательном направлении оси абсл цисс представл ет собой изменение кривизны нижнего контура профил .

На уровне точки В на спинке предусмотрена зона сопр жени кривых кон ггура (участок В В ), проход ща на относительном рассто нии 2% по обе стороны от точки В, и на прот жении которой кривизна спинки измен етс слабо (точки В и 8 , следовательно , наход тс .соответственно приблизительно в 2 и в 6% длины хорды).

На уровне точки D на нижнем контуре профил предусмотрена зона сопр жени , проход ща на относительном рассто нии 2% по обе стороны от этой точки D и на прот жений которой кривизна профил измен етс слабо. Точки D и D , следовательно наход тс соответственно приблизительно на 1,5 и 5,5% хорды„

he уровне точки Е не внутренней поверхности предусмотрена зона сопр же- ни Е Е , проход ща на относительном рассто нии 2% по обе стороны от этой точки Е, и на прот жении которой кривизна внутренней поверхности измен етс слабо

Точка Е находитс на абсциссе X, отнесенной к хорде L и определ емой уравнением X X/L 2(e/L) + 0,08.

Кривизна Смдкс профил на передней кромке А определена уравнением

макс

a(e/L)-a2(e/L) +

+ a

3(e/L))

где е - толщина профил ;

L а а„ хорда профил ;.,

коэффициент, равный + 2 «10 ;

коэффициент, равный - ,576 |4.

Ч

10 ,

коэффициент, равный + 3,

а - коэффициент, равный - 8,5«Юб

Дл построени профилей даны математические зависимости, определ ющие среднюю линию профил и толщины профил , расположенные по обе стороны от средней линии, перпендикул рно к средней линии

Дл этого использована пр моугольна система координат , пока-, заина на фиг.1, на которой хорда , профил совпадает с осью 0

, В этой системе координат, где I абсциссы X и ординаты Y соотнесены

5

.

15

20

25

с длиной L хорды, средн лини и закон изменени толщины профил представлены математическими зависимост ми ,

При этом средн лини представлена как

Y((X/LrZ+a(X/L)+. f +aЈ(X/I,)+a9tX/t)3+a4(x/L)) .

. Коэффициенты а0, а, а, а., а4 и а с имеют следующие величины в диапазоне относительных толщин, заключенных в интервале между 3 и 25% ,2G56(e/L)-110(e/L)2+

+Ш8,7(еЛ,)з-2751,7 (е/ЬГ; a4 n,537(e/L)+500,8(e/L)2- -J 851 ,)+13309{e/l,)«}

a,-1,236(e/L),27(e/L)2+ +2803(e/L)3-8315,2(e/L)4 $

aj 38,5(e/L)-1t5M(e/L)2+ +9988,3(е/Ь)з-25693 (e/L)4;

,99(e/L),7(e/L)2- -13768(e/L)3+35952(e/L);

, (e/L)- 540,)2+ й797,5(е/ь)з-124б7(еД,Г.

Закон изменени толщины представлен какY (y/L)b,(X/Lr +b«(X/L) + +b,(X/L)2+b3(X/L)3+b4(X/L)4+bЈr{X/L) .

Коэффициенты ba, b, b., b., Ь4 и bg- имеют следующие величины в диапазоне относительных толщин, заключенных в интервале между 3 и 25%:

,(e/L)-59,l6(e/L)2-b

+512,J3(e/L)3-i320,Me/L)4;

35 b,-12,3Me/L)+358,32(e/L)2-3097 ,1(e/L)3+8017,9(e/L)4;

,71(e/L),2(e/L)2+ +132Q2(e/L)(e/L);

,88(e/L)+3o87.(e/L)2« -26339(e/L)3+67587(e/L)

b4 93159(e/L)-27H,7(e/L)2+

+232b8(e/L)3-593foMe/LF ;

bf-30,96 (e/L)+896,5 (e/L) 2

-7539,8{e/L)3+i9093(e/L),

На изображены крийые, показывающие изменение относительной толщины профил e/L) вдоль хорды, т.е в зависимости от абсциссы (X/L),

Кривые I, II, III, IV соответствуют профил м относительной толщи- 1 ны , 7, 12 и 20%,

На фиг.6 изображены средние лини I, II, III, IV, соответствующие jj профил м относительной толщины 4, 7 12 и 20%, при этом координаты, ис- пользуемые на фиг.5, вл ютс абсциссами (X/L) и ординатами (Y/L), отнесенными к хорде профил 0

30

45

50

717

Перенос по обе стороны от средней линии и перпендикул рно к ней закон толщины, получают, таким образом, координаты профилей согласно изобретению .

На фиг.6 (a,6,c,d) показаны профили соответственно дл величин относительной толщины Ц, 7, 12 и 20Јо

На фиг.7 (а,в,с) показаны различи между профил ми согласно изобретению и классическим профил м.

На фиг,7а сплошными лини ми представлен профиль, имеющий относительную толщину 7%, а пунктирными лини ми - классический профиль типа NACA 16707 с той же относительной толщиной 7%°

На представлен сплошными лини ми профиль, имеющий относительную толщину 12%, а пунктирными лини ми - классический профиль типа HSI- 712 с той же относительной толщиной 12%.

На фиг,7с сплошными лини ми представлен профиль, имеющий относительную толщину 20%, а пунктирными лини ми - классический профиль типа ARAD 20, с той же относительной толщиной 20%,

Изменение кривизны спинки между точками А и В позвол ет уменьшить по абсолютной величине коэффициент минимального давлени , относ щийс к спинке, по отношению к соответствующему коэффициенту давлени у классического профил типа NACA 1б«

Это показано на фиг.8, где по оси абсцисс отложена величина X/I, а по оси ординат - коэффициент далени Кр

Эта фигура показывает рабочий режим в фазе взлета, при этом крива сплошной линией соответствует профилю согласно изобретению с относительной 1% HOR 07, а крива пунктирной линией - классическому профилю NACA 16707.

Рабочие режимы, относ щиес к фазе взлета, соответствуют числу Маха, близкому к 0,55, и повышенному коэффициенту подъемной силы.

Зона сопр жени В В , в которой кривизна измен етс мало, позвол ет получить при тех же рабочих режимах вление изоэнтропического повышени давлени потока, позвол ющее ограничивать интенсивность ударной волны на уровне спинки и, следовательно, получить повышенные величины дл мак5

08ъ

симального коэффициента подъемной силы„

На фиг с 9 представлено при тех же услови х, что и на фиг.8, изменение {

коэффициента давлени при рабочих режимах набора высоты.

Изменение кривизны в области спинки , заключенной между точкой В и

. задней кромкой F, позвол ет получить постепенное повышение давлени потока до задней кромки дл любых условий полета, и особенно при наборе высоты ., Это повышение давлени вл етс очень слабым в направлении к задней кромке, где пограничный слой вл етс толстым и имеет, следовательно, большую чувствительность к влению повышени давлени .

0 Это повышение давлени позвол ет также избежать срыва пограничного сло и получить хорошие величины коэффициента аэродинамического качества , которые представл ют интерес

5 при взлете и наборе высоты,

Фигi10 показывает при тех же услови х , что и на фиг.8, изменение коэффициента давлени при рабочих режимах крейсерского полета

Изменение кривизны внутренней поверхности между точками А и D позвол ет получить очень малые величины коэффициента давлени и, в любом случае, гораздо ниже абсолютных величин , получаемых с помощью класси5 ческих профилей

Изменение кривизны между точками D и Е так же, как и в зоне сопр же0

0

г/п

ни irD , позвол ет получить повышени давлени потока, избега по влени ударных волн.

Изменение кривизны внутренней поверхности между точкой Е и задней кромкой позвол ет получить легкое ускорение потока после влени повышенич давлени до задней крбмки. i

Изменение кривизны нижнего контура профил позвол ет контролировать поток, что дает профилю хорошие величины аэродинамического качества во врем крейсерского полета.

Сравнительные испытани , проведенные в одних и тех же услови х профилей , согласно изобретению с относительной толщиной k, 7, 12 и 20% и профилем NACA 16707 подтвердили высокие характеристики профилей согласно изобретению по отношению к упом - .нутому профилю NACA.

9

На фиг.11 по оси абсцисс отложен коэффициент аэродинамического качества f Сг/ С, где С-Ј - коэффициент подъемной силы, а С - коэффициент лобового сопротивлени , а по оси ординат - коэффициент подъемной силы С,

Две кривые I и II характеризуют профиль согласно изобретению с относительной толщиной 7% соответственнц на рабочих режимах при наборе высоты (крива I) и в крейсерском полете (крива II) .

Две кривые I и II характеризуют профиль NACA соответственно при наборе высоты (крива I) и в крейсерском полете (крива II) .

На фиг о 12 и 13 по оси абсцисс отложены числа Маха, а по оси ординат на фиг.12 - максимальный коэффициент подъемной силы (С /цекс), на фиг ,13 - коэффициент лобового сопротивлени (Сх).

На фиг.12 крива I относитс к профилю согласно изобретению с относительной толщиной /, а крива II относитс к профилю NACA 16707.

На фиг.13 крива I относитс к профилю согласно изобретению с относительной толщиной 1%, а крива II относитс к профилю NACA 16707.

На этой фиг. 13 кривые ло бового сопротивлени в зависимости от числа Маха прин ты дл коэффициента подъемной силы, равном приблизительно 0,5.

На фиг о 12 числа Маха вл ютс характерными дл скоростей, встречающихс при рабочих режимах при взлете а на фиго 13 - дл чисел Маха, встречающихс при рабочих режимах крейсерского полета.

Как видно из графиков, выигрыш максимального коэффициента подъемной силы равен 15% дл числа Маха 0,55. При этом коэффициент лобового сопротивлени гораздо ниже коэффициента лобового сопротивлени профил NACA при любом числе Маха.

5

0

608

10

5

0

На этих фигурах кривые построены исход из четырех рабочих точек, соответственно относ щихс к профил м согласно изобретению с относительной толщиной 4% (точка HOR 04), 7% (точка HOR 07), 12 (точка HOR 12) и 20% (точка HOR 20) о

На этих же фигурах точка, представленна крестиком, соответствует профилю NACA 16707.

Эти фигуры нагл дно показывают, что дл всех рабочих режимов (при взлете, наборе высоты и в крейсерском полете) характеристики профилей согласно изобретению выше характе- ристик классических профилей.

Дл построени профилей согласно изобретению можно также воспользоватьс табл. 1 - 4 координат, относ щимис к профил м с относительной толщиной Ц, 7, 12 и 20%, в которых дл спинки и дл нижнего контура профил даны координаты, отнесенные к хорде, т.е. (X/L) и (Y/L) в пр моугольной системе координат О, OQ (фиг.1), на которой хорда совпадает с осью Од дл точек, наход щихс на спинке и на нижнем контуре профилей.

ТаЬл01 (ЖЖ 04) характеризует профиль с относительной толщиной 4%«

Таблица 1 HOR 04

35

40

45

На фиг. И, 15 и 16 нанесены на ос х абсцисс числа Маха, соответствующие крейсерскому полету, а на ос х ординат на фиг..14 - максимальный коэффициент подъемной силы профил на взлете, -на фиг. 115 - коэффициент аэродинамического качества при наборе высоты, на фиг.16 - коэффициент аэ- родинамического качества в крейсерс- ко м полете.

50

55

11

Продолжение табл 1

17 41608

12 Продолжение табл. 2

13

HOR 12

ТаблицаЗ

1

15

Продолжение табж 4

Кривизна верхнего контура профил в окрестност х точки В, расположенно на относительном рассто нии, равном Ц% хорды, измен етс очень слабо, причем в зависимости от относительно толщины профил (e/L) на участке от точки В, расположенной на рассто нии 2% хорды до точки В , кривизна верхнего контура определена уравнением

Сь -287,91(e/L)-5l72,l(e/L)2+ +3959 4 (e/L) 3-93582 (e/L)4, а на участке от точки В до точки В . расположенной на относительном рас- то нии 6% хорды, кривизна верхнего

контура определена уравнением С 71,595(e/L)-1193,3(e/L)4 + 10Ь61 {e/L ).з-300 8 (e/L) .

Кривизьа нижнего контура профил в. окрестност х точки D, расположенн на относительном рассто нии, равном 3, хорды, измен етс очень слабо, причем в зависимости от относительной толщины профил e/L на участке от точки D , расположенной на рассто нии 1,5% хорды, до точки D кри30

7 Л608tb

визна нижнего контура определена уравнением

Cl ,62(e/L)-17922 e/L)+ 5 -И 50080(e/L)3-388830(e/L)4,

а на участке от точки D до точки D , расположенной на относительном рассто нии 5,5% хорды кривизна нижнего контура профилю, определена уравне-

Ю нием

Сду -93,),5(e/L)2- -40076(e/L) -И 06020{e/L).

Лопасть в диапазоне длин от 0,20Н до Q,35R образована профил ми с от15 носительной толщиной 20%, а в диапазоне от 0.65R до 0,75R - профил ми с относительной толщиной 12%.

Лопасть в диапазоне длин от 0,20R до 0,3$R образована профил ми с отно20 сительной толщиной 20%, в диапазоне от 0,35R до 0,35R - профил ми с относительной толщиной 12%, в диапазоне от G.55R до 0,70R - профил ми с относительной толщиной 7% и в диапазоне

25 от 0,80R до 0,95R - профил ми с относительной толщиной %.

Дл лопасти, имеющей размах R согласно изобретению, предпочтительно выполн ть профили лопасти, наход щиес в интервале между 0,2К и R.

5

0

5

0

5

Claims

Формула изобретени

1. Лопасть воздушного винта летательного аппарата, имеюща аэродинамический профиль в сечении, относительна толщина которого составл ет 3 - 25%, образованный верхним выпуклым контуром и нижним выпукло-вогнутым , выпуклым у передней кромки и вогнутым у задней нижней кромки, при этом упом нутые контуры профил лопасти асимметричны по отношению к средней линии и хорде профил , отличающа с тем, что, с целью улучшени эксплуатационных характеристик винта путем задержки образовани ударных волн и отрыва пограничного сло при увеличении относительных чисел Маха, кривизна верхнего выпуклоного контура монотонно убывает в направлении к задней кромке профил , достига величины на 4% хорды и 0 на задней кромке, а кривизна нижнего выпукло-вогнутого контура профил также монотонно убывает в направлении к его задней кромке, достига величины b на 3,5% хорды величины О на рассто нии 10 - 60% хорды в зависимости от радиуса сечени лопасти и далее, монотонно уменьша сь, достигает отрицательной величины -0,5 остающейс посто нной до задней кромки профил

2. Лопасть поп.1,отличаю- щ а с тем, что кривизна на передней кромке профил определена уравнением
CMeKc

.

(e/L)- if576-10 (e/L) 43,5-105(e/L)3-8,(e/L)4,

где е - толщина профил ; L - хорда профил

3.Лопасть попЛ,от ичаю- щ а с тем, что точка хорды ее профил , где кривизна нижнего контура вл етс нулевой, имеет абсциссу X, отнесенную к хорде профил , опре дел емую уравнением
(e/L)+0,08.

4.Лопасть поп.1,отличаю щ а с тем, что средн лини ее определена уравнением
Y Y/L Q0{X/L) +0 (X/U Ч

где Qe-3, 2056 (e/L) -110 (e/L)2+ f10l8,7(e/L)3-275U7(e/L)4;

-4851, 6 (e/L) 3-й 33U9 (e/L)4;

,286(e/L)-242,27(e/L)2+ +28-03(e/L)3-8315,2(e/L)4; 2

,5(e/L)-11$4,)+ +9988,3 (e/L) 3-25693 (e/L) ;

, 9(e/L)+154 7,7(e/L)2- -13768(e/L)3+35952(e/L)4;

,546(e/L)-540,04{e/L)2+ +4797,5(e/L)3-i2467(e/Lr; а закон изменени толщины выраже уравнением

(X/L)f/Z+ b,(X/L) + (X/L) + b 3(X/L) где ,We/L)59,l6(e/L)2+

b,-12,3(e/L)+358,32.(e/L)2- -3097,1(e/L)3+8017,9(e/L);

,88(e/L)+3087,6(e/L)2 -263 jy(e/L) 3+67587 (e/L)4;

+2326b(e/L)3 -59364 (e/L)4;

bfi- 30,96 (e/L)+896,5ie/L)a5 . Лопасть по п.1, отличающа с тем, что профиль, имеющий относительную толщину k%, определ ет с относительными значени ми координат X/L и Y/L дл внутренней поверхности и спинки профил , приведенными в таблице: iHOR 04

10

15

20

30

35

40

4S

50

55

19 m

Продолжение таблицы

&. ЙоПасть пот1,от ича ю- щ а с тем, что профиль, имеющий Относительную толщину 1%, определен относительными значени ми координат X/L и Y/L дл внутренней поверности и спинки профил , приведенными в таблице:«

HOR О

1608

20 Продолжение таблицы

25

7. Лопасть по п.1, отличающа с тем, что профиль, имеющий относительную толщину 12%, определен относительными значени ми координат X/L и Y/L дл внутренней поверхности и спинки профил , приведенными в таблице:

HOR 12

О

Фиг. 1 .

01U035 Ж

Фиг. 4

I JL

rv

ГО trt

00

о о

JT

гш о4

V-W

«Ci

I

a

a

t«

SU

Si

A

&

s

8«

X

O4

С

cc

50HOR12

HOR20

0,5 0,6 . 0,7 0,8 Фив. 16

HQR07 HOR04

МЛСЛ 16707

0,9 М