аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата

Формула изобретения

1. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата, образованный верхней и нижней частями линии своего контура, имеющий скругленную переднюю кромку, заостренную или затупленную заднюю кромку, соединенные между собой гладкими верхним и нижним участками контура профиля, отличающийся тем, что расстояние Y_B, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вверх до верхней части контура, плавно возрастает от передней кромки профиля до своего максимального значения Y_Bmax 0,0850 В 0,086 В, расположенного в диапазоне X 0,33 В 0,37 В, скругленная передняя кромка профиля выполнена с радиусом кривизны R_в по верхней части контура, равным R_в 0,023 В 0,028 В, который далее плавно увеличивается вдоль хорды профиля до значений R_в 1,6 В 1,8 В, в точке контура, максимально удаленной от хорды профиля, где Х расстояние, отсчитанное от передней кромки вдоль хорды профиля, В хорда профиля, далее по направлению к задней кромке расстояние от хорды профиля до его контура монотонно уменьшается, а радиус кривизны верхней части контура продолжает увеличиваться вплоть до значений Х 0,77 В 0,83 В, где выпуклая передняя часть контура верхней поверхности профиля плавно состыкована с вогнутой хвостовой частью, радиус кривизны R_в вогнутой части верхней поверхности контура профиля плавно уменьшается в диапазоне от Х 0,77 В 0,83 В до Х В и составляет у задней кромки профиля R_в 0,7 В 0,9 В, а угол между касательной к верхней части контура и хордой профиля при Х В составляет 3,5 6^o, расстояние Y_н, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вниз до нижней части контура, плавно увеличивается от передней кромки профиля до своего максимального значения Y_нmax 0,022 0,024 В при Х 0,4 В 0,65 В и затем монотонно убывает к задней кромке профиля, скругленная передняя кромка нижней поверхности профиля выполнена с радиусом кривизны по нижней части контура R_н 0,006 В 0,0085 В, который плавно увеличивается вдоль хорды профиля, достигая максимума при Х 0,4 В 0,65 В, и далее плавно уменьшается до значений 1,0 В 1,2 В у задней кромки при Х В, угол между касательной к нижней части контура профиля у задней кромки и хордой профиля составляет 8 10^o, а толщина задней кромки профиля не превышает величину 0,01 В.

2. Профиль по п.1, отличающийся тем, что расстояние от хорды до верхней части контура пропорционально расстоянию от хорды до верхней части контура для профиля по п. 1, расстояние от хорды до нижней части контура пропорционально расстоянию от хорды до нижней части контура для профиля по п.1, коэффициенты пропорциональности находятся в диапазоне 0,85 1,15 и могут различаться для верхней и нижней поверхностей профиля.

3. Профиль по пп. 1 и 2, отличающийся тем, что на его задней кромке имеется дополнительная тонкая хвостовая часть, выступающая за пределы хорды на 0,01 В 0,15 В, причем расстояние от ее задней кромки до линии хорды профиля по нормали к ней находится в диапазоне -0,025 В +0,025 В.

4. Профиль по п.1, отличающийся тем, что имеет безразмерные координаты Y/В, расположенные в диапазонах, приведенных в следующей таблице:

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиации, в частности к конструкции несущих элементов (лопастей несущего и рулевого винтов) винтокрылых летательных аппаратов.

В конструкции лопастей многих вертолетов широко используются известные симметричные профили серий NACA-00XX и несимметричные профили серии NACA-230XX (где XX относительная толщина профиля в процентах его хорды).

Аэродинамические профили этих серий 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.

Аэродинамические характеристики профилей существенно зависят от их относительной толщины C/B, поэтому, как правило, относительная толщина лопасти меняется по ее размаху в соответствии с аэродинамическими и конструктивными требованиями от значений C/B 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 (r/R > 0.9) части.

Здесь и далее в тексте используются обозначения:

B хорда профиля;

C его толщина;

R радиус несущего винта;

r радиус рассматриваемого сечения лопасти.

Профили средней части лопасти занимают основную часть ее размаха и во многом их аэродинамические характеристики определяют аэродинамические характеристики несущего винта на всех режимах полета.

Для современных вертолетов наиболее важными представляются следующие аэродинамические характеристики профилей средних сечений лопастей их винтов:

а) величина коэффициента максимальной подъемной силы профиля C_ymax при характерных значениях чисел M_axa M V/a 0/3-0/5,

где

V местная скорость воздушного потока; обтекающего лопасть по нормали к ее оси;

a скорость звука в воздухе при заданных условиях;

б) диапазоны значений коэффициентов подъемной силы профиля C_y < C_ymax, при которых обеспечиваются малые значения коэффициента сопротивления C_xp при M < 0.8;

в) значения максимального аэродинамического качества K_max max(C_y/C_xp) в диапазоне чисел M 0.5-0.6;

г) величина коэффициента момента профиля при нулевой подъемной силе C_mo и положение его аэродинамического фокуса X_f в эксплуатационном диапазоне чисел M.

Аэродинамические характеристики профилей в соответствии с пунктами (a-r) 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.

Большинство построенных серийно вертолетов снабжено лопастями, выполненными с использованием профиля NACA-23012 (или его модификаций), аэродинамические характеристики которого приведены в 1.2 книги "Практическая аэродинамика вертолетов", Воениздат, 1980 г. (а так же в 4.3 книги "Вертолеты. Расчет и проектирование". М. Машиностроение, 1966 г.).

Контур профиля NACA-23012 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, см. например NACA Report N 824, 1945, с. 101, 146.

Полученная таким образом форма контура профиля-прототипа определяет его аэродинамические характеристики при обтекании воздушным потоком.

Недостатками профиля NACA-23012 являются:

сравнительно низкая способность C_ymax при M 0.4;

малые значения аэродинамического качества при M 0.6;

низкие величины критических значений чисел M начала роста сопротивления профиля в рабочем диапазоне его нагружений 0.2 < C_y(M) < C_ymax (для средних сечений лопастей несущих винтов вертолетов) в крейсерском полете;

переменное по значениям числа M положение аэродинамического фокуса X_f профиля.

Задача настоящего изобретения состоит в улучшении основных аэродинамических характеристик (a-r) профилей для средних сечений лопастей винтов.

Технический результат данного изобретения состоит в разработке контура аэродинамического профиля с увеличенной несущей способностью и уменьшенной величиной лобового сопротивления (по сравнению с известными профилями) в диапазоне M 0.2-0.8 и 0.15 < C_y < C_ymax, имеющего положительные значения коэффициента момента C_mo и более стабильное положение аэродинамического фокуса профиля на основных режимах обтекания в рабочем диапазоне чисел M.

Технический результат достигается тем, что аэродинамический профиль несущего элемента ЛА образован верхним и нижним частями контура, имеет скругленную переднюю кромку, заостренную или затупленную заднюю кромку, соединенные между собой гладкими контурами верхней и нижней поверхностей профиля, причем передняя кромка верхней поверхности профиля выполнена с радиусом скругления R_B по верхней части контура R_B 0.023B 0.028B, который плавно увеличивается вдоль хорды профиля так, что расстояние Y_B от хорды профиля по нормали к ней вверх до верхней части контура плавно возрастает от передней кромки профиля таким образом, что в диапазоне X=0.33B-0.37B (где X расстояние, отсчитанное от передней кромки вдоль хорды профиля), достигает своего максимального значения Y_Bmax=0.0850B-0.086B, а радиус кривизны контура составляет R_B= 1.6B-1.8B, и далее плавно увеличивается вплоть до X= 0.77B-0.83B, где верхняя часть контура плавно переходит из выпуклой в вогнутую, после чего радиус кривизны верхней части контура профиля плавно уменьшается, достигая величины R_B=0.7B-0.9B у задней его кромки (при X=B, при этом угол между касательной к верхней части контура у задней кромки и хордой профиля составляет 3.5-6 градусов.

Передняя кромка нижней поверхности профиля выполнена скругленной с радиусом кривизны по нижней части контура R_H=0.006B-0.0085B. Расстояние Y_H от хорды профиля до его нижней поверхности плавно увеличивается от передней кромки до своего максимального значения Y_Hmax= 0.022B-0.025B при X= 0.4B-0.65B. Радиус кривизны нижней части контура достигает в этой зоне своего максимума и далее плавно уменьшается, составляя 1.0B-1.2B при X=B.

Угол между касательной к нижней части контура профиля у задней кромки и хордой профиля составляет 8-10 градусов, а толщина задней кромки профиля не превышает величину 0.01B.

На практике часто возникают дополнительные конструктивные и аэродинамические требования, которые сводятся к сравнительно малым изменениям контура профиля и выражаются в том, что расстояние от хорды до верхней части контура увеличиваются или уменьшаются пропорционально расстоянию от хорды до верхней части контура исходного профиля. Аналогично, расстояние от хорды до нижней части контура увеличиваются или уменьшаются пропорционально расстоянию от хорды до нижней части контура исходного профиля.

Для обеспечения близости аэродинамических характеристик, таким образом, профилей к характеристикам описанного выше профиля по данному изобретению коэффициенты пропорциональности должны находиться в диапазоне 0.85-1.15, при этом они могут различаться для верхней и нижней поверхностей профиля.

Для корректировки моментных характеристик (положения аэродинамического фокуса и коэффициента момента при нулевой подъемной силе) профиля в соответствии с данным изобретением на нем возможно применение дополнительной хвостовой части (например имеющей в сечении вид клина или пластины сравнительно малой относительно толщины), выступающей за пределы хорды на 0.01B-0.15B, причем, как следует из опыта испытаний таких пластин, задняя кромка дополнительной хвостовой части может быть отклонена от хорды профиля по нормали к ней не более чем на 0.025B.

Высокая аэродинамическая эффективность профиля по данному изобретению обусловлена рациональным сочетанием его основных геометрических параметров (указанными величинами расстояний точек контура профиля от его хорды, радиусов его кривизны и углами наклона касательных к контуру) и гладкостью контура. Форма контура профиля по данному изобретению определена таким образом, что в верхних передней и средней частях профиля обеспечивается относительно низкий (по сравнению с прототипом) уровень величин разрежения потока при максимальной подъемной силе в диапазоне чисел M 0.3-0.5, форма диффузорной хвостовой части верхней поверхности профиля обеспечивает при этом плавное безотрывное торможение потока. При средних (в рабочем диапазоне) значениях C_y и M на верхней и нижней поверхностях профиля обеспечивается сравнительно малое разрежение потока в носовой и средней частях, плавное его торможение в хвостовой части и соответственно малое сопротивление профиля.

Форма контура в хвостовой части профиля при рационально выбранных параметрах хвостовой пластины обеспечивает на верхней поверхности профиля плавное торможение и соответственно сжатие обтекающего профиль потока; на нижней поверхности в хвостовой части профиля при этом обеспечивается небольшое разрежение потока, вследствие чего профиль по данному изобретению имеет благоприятные характеристики продольного момента положительную величину C_mo и стабильное положение аэродинамического фокуса в рабочем диапазоне чисел M.

Одна из возможных реализаций контура профиля, спроектированного в соответствии с данным изобретением, для варианта профиля, имеющего максимальную относительную толщину 10.8% представлена на фиг.1.

На фиг. 1 иллюстрирует основные элементы профиля по данному изобретению (а) и сравнение контуров данного профиля и профиля NACA-23012 (б); на фиг.2

распределение по хорде профиля кривизн (величин, обратных радиусам кривизн) для верхней и нижней частей контура профиля, спроектированного в соответствии с данным изобретением; на фиг.3 характеристики максимальной несущей способности C_ymax(M) данного профиля в сравнении с прототипом; на фиг.4 характеристики максимального аэродинамического качества K_max(M) данного профиля в сравнении с прототипом; на фиг.5 границы начала быстрого роста аэродинамического сопротивления по числу M (dC_x/dM 0.1 при C_y=Const) данного профиля в сравнении с прототипом; на фиг.6 - сравнение моментных характеристик C_mo(M) и X_f(M)=dC_m/dC_y при C_y=0 данного профиля и профиля-прототипа.

Функции аэродинамического профиля сечения лопасти в системе несущего винта заключаются в создании потребной величины подъемной силы при минимальном лобовом сопротивлении на всех режимах обтекания в процессе полета вертолета.

Условия обтекания профилей несущего винта (реализуемые сочетания значений чисел M и коэффициентов подъемной силы C_y) 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 M < 0.6 и значения C_y=0.5-0.7; в крейсерском полете профили идущей вперед лопасти обтекаются потоком при значениях чисел M < 0.8 и C_y > 0.1-0.2; при азимутальных положениях лопасти, близких к плоскости, параллельной вектору скорости полета, значения чисел M и коэффициентов подъемной силы C_y близки к значениям этих величин на режиме висения, а на отступающей лопасти характерными являются значения числе M < 0.5 и C_y < C_ymax.

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 непревышение критических значений числе M профилей при рабочих значениях коэффициентов подъемной силы C_y рассматриваемых сечений; для выполнения полетов при близких к предельным уровням нагружений лопастей (полеты на большой высоте, с большими перегрузками, на максимальных скоростях и т. д.) наиболее эффективными являются профили с высокими значениями C_ymax при M 0.3-0.5; в том же время для снижения нагрузок в системе управления винта целесообразно использование профилей, имеющих близкие к нулю или небольшие положительные значения коэффициента момента профиля (относительно продольной оси лопасти, расположенной на чертеже ее хорды) при расчетных значениях величин M и C_y.

С целью обеспечения необходимых запасов аэроупругой устойчивости движения лопастей целесообразно применение в средних по размаху сечениях профилей с возможно более задним (и стабильным на реализуемых в полете режимах обтекания) положением аэродинамического фокуса.

Перечисленные требования к аэродинамическим характеристикам профилей для лопастей вертолетных винтов совокупности протеворечивы, то есть при создании модификаций известных профилей улучшение какой-либо из основных характеристик, как правило, сопровождается ухудшением других его характеристик.

Аэродинамический профиль, спроектированный в соответствии с сущностью данного изобретения, в наибольшей мере отвечает совокупности перечисленных требований при приемлемых характеристиках по условиям конструктивной реализуемости лопастей (относительно толщине профиля, плавности контура, формам передней и задней кромок).

На фиг. 1 представлен контур 1 предлагаемого профиля и контур 2 профиля-прототипа NACA-23012 (для большей наглядности масштаб по оси Y увеличен).

Полученный в соответствии с содержанием данного изобретения контур нового аэродинамического профиля (при его относительной толщине C/B 0.108) значительно отличается от контура профиля-прототипа NACA-23012.

Предлагаемый аэродинамический профиль образован верхней 3 и нижней 4 частями контура, имеет скругленную переднюю кромку 5, заостренную или затупленную заднюю кромку 6, соединенные между собой гладкими контурами верхней и нижней поверхностей профиля.

Для построения контура профиля используется система координат с началом, расположенным на передней кромке профиля, осью X, направленной вдоль хорды профиля 7 и осью Y, направленной перпендикулярно оси X.

Верхняя часть контура имеет носовое скругление с радиусом кривизны R_b, равным 0.023B-0.028B, участок задней кроки и три протяженные зоны между ними. Передняя зона, обозначенная как 8 на фиг.1, начинается на скругленной передней кромке, в этой зоне расстояние от хорды профиля до его контура Y_B плавно увеличивается и достигает своего максимального значения Y_bmax= 0.0850B-0.086B в конце зоны 8 при X=0.33B-0.37B; при этом радиус кривизны контура плавно нарастает от передней кромки, достигая в конце зоны 8 значений R_B=1.6B-1.8B, где:

X расстояние, отсчитанное от передней кромки вдоль хорды профиля;

Y_B расстояние, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вверх до верхней части контура.

Далее расположена средняя зона 9, где радиус кривизны верхней части контура продолжает плавно увеличиваться до конца этой зоны при X=0.77B-0.83B.

В начале хвостовой зоны 10, совпадающем с концом зоны 9, верхняя часть контура плавно переходит из выпуклой в вогнутую, после чего радиус кривизны верхней части контура профиля плавно уменьшается до R_B=0.7B-0.9B при X=B у задней кромки профиля.

Угол между касательной к верхней части контура и хордой профиля при X=B составляет 3.5-6 градусов.

Нижняя часть контура также имеет три протяженные зоны. Передняя зона 11 начинается на скругленной передней кромке, имеющей радиус кривизны R_H= 0.006B-0.0085B, который плавно увеличивается вдоль хорды профиля таким образом, что расстояние Y_H, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вниз до нижней части контура, монотонно и плавно увеличивается вплоть до начала средней зоны 12.

Средняя зона 12 занимает диапазон 0.4B < X < 0.65B. В этой зоне значения Y_h достигают своего максимального значения Y_Hmax=0.022B-0.024B, а радиус кривизны нижнего контура также достигает максимума.

Хвостовая зона 13 занимает диапазон 0.65B-1.0B, в этой зоне радиус кривизны плавно уменьшается, достигая значений R_H=1.0B-1.2B на задней кромке профиля при X=B.

Угол между касательной к нижней части контура профиля у задней кромки и хордой профиля составляет 8-10 градусов. Толщина задней кромки профиля не превышает величину 0.01B.

К задней кромке 6 профиля может крепится дополнительный элемент 14 в виде пластины или клина сравнительно малой относительной толщины, имеющий длину не более 15% хорды профиля. Изменение длины такого элемента и отклонение его задней кромки от хорды обеспечивает возможность корректировки моментных характеристик профиля. Как известно из результатов испытаний профилей с такими элементами, для обеспечения высоких аэродинамических характеристик профиля задняя кромка этого элемента должна находиться в диапазоне расстояний от линии хорды профиля от -0.025B до 0.025B.

Форма контура профиля по данному изобретению в верхних зонах 8-9 и, отчасти в нижней зоне 11 обеспечивает высокую несущую способность предлагаемого профиля за счет относительно низких (по сравнению с прототипом) величин разрежения потока в этих зонах при максимальной подъемной силе в диапазоне чисел M 0.3-0.5, форма хвостовой части верхней поверхности 10 обеспечивает при этом плавное безотрывное торможение потока.

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 C_y и M.

Форма контура в верхней зоне 10 и нижних зонах 12-13 в совокупности с рационально выбранной хвостовой пластиной 14 обеспечивает благоприятные характеристики продольного момента предлагаемого профиля положительную величину C_mo и стабильное положение аэродинамического фокуса в рабочем диапазоне чисел M.

Гладкость профиля по данному изобретению обеспечивается плавным изменением радиуса кривизны его контура. Распределение кривизны контура (величины, обратной радиусу кривизны) вдоль хорды профиля представлено на фиг. 2 для верхней части контура (кривая 14) и для нижней части контура (кривая 15).

Так как при производстве несущих элементов летательных аппаратов реализация теоретических координат контура профиля возможна 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, должны находиться в интервале значений, задаваемых таблицей.

Преимущества профиля, разработанного на основе данного изобретения, по сравнению с профилем-прототипом, в основных аэродинамических характеристиках иллюстрируют графики фиг.3-6, построенные по результатам испытаний в скоростной аэродинамической трубе ЦАГИ одного из вариантов предлагаемого профиля (с относительной толщиной C/B=0.108 и хвостовой пластиной, составляющей 5% его хорды, отклоненной вверх от хорды на 5 градусов) и известного профиля NACA-23012.

На фиг. 3 представлены графики зависимостей коэффициентов максимальной подъемной силы C_ymax(M) сравниваемых профилей в рабочем диапазоне чисел M= 0.35-0.55, иллюстрирующие значительное (порядка 8%) превосходство предлагаемого профиля по сравнению с профилем NACA-23012 (кривая 17 данные предлагаемого профиля, кривая 18 данные профиля-прототипа).

Важнейшая характеристика профиля, определяющая уровень аэродинамической эффективности винта на режиме висения и в крейсерском полете величина максимального аэродинамического качества K_max(M) профиля представлена на фиг.4 для профиля, соответствующего данному изобретению (кривая 19), и профиля NACA-23012 (кривая 20). В наиболее важном для режима висения диапазоне M 0.5-0.6 предлагаемый профиль по величине K_max превосходит прототип на 40-50%

Этот выигрыш обусловлен более высокими значениями чисел C_y начала быстрого роста сопротивления нового профиля (при равных значениях чисел M набегающего потока) по сравнению с аналогичными данными для профиля NACA-23012, см. фиг.5 (кривая 21-предлагаемый профиль, кривая 22 - профиль-прототип).

При равных значениях величин коэффициентов подъемной силы C_y во всем диапазоне 0.15 < C_y < C_ymax, практически важном для средних сечений лопастей винтов современных вертолетов, профиль по данному изобретению имеет существенное преимущество по величине M_кр.

При средних для этого интервала значениях C_y выигрыш нового профиля в величине M_кр достигает значений _кр=0.05, что обеспечивает возможность существенного увеличения подъемной силы винта и/или скорости полета вертолета при малых изменениях мощности, затрачиваемой на преодоление профильного сопротивления лопастей.

Как следует из графиков фиг.6 (кривая 23 предлагаемый профиль, кривая 24 профиль-прототип), в рабочем диапазоне чисел M<0.8 аэродинамический профиль, разработанный на основе данного изобретения, имеет, в отличии от профиля серии NACA-230, положительное значение величины коэффициента момента 0 < C_mo < 0.02 (обеспечивающее снижение нагрузок в системе управления общим шагом лопастей винта) и более заднее и стабильное положение аэродинамического фокуса, что способствует повышению аэроупругой устойчивости движения лопастей при работе несущего винта.

Таким образом, аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата, спроектированный в соответствии с сущностью данного изобретения, имеет, по сравнению с известным вертолетным профилем существенные преимущества в основных аэродинамических характеристиках, наиболее важных для лопастей винтов вертолетов на основных режимах полета.