лопасть винта и аэродинамический профиль лопасти (варианты)

Формула изобретения

1. Лопасть винта винтокрылого летательного аппарата, имеющая переднюю крышку, заднюю кромку и упругую ось, состоящая из комлевой, средней и концевой частей с профилями поперечных сечений, нормальных к упругой оси, имеющими хорду, контур и аэродинамический фокус, отличающаяся тем, что аэродинамические фокусы профилей поперечных сечений лопасти находятся на линии, имеющей изогнутую или ломаную непрерывную или с отдельными разрывами форму в плане, и так расположены относительно упругой оси лопасти, что в комлевой части лопасти, между узлом крепления ее к втулке винта и сечением на относительном радиусе r = 0,55, имеется протяженный вдоль размаха лопасти участок, на котором аэродинамические фокусы профилей поперечных сечений выдвинуты вперед вдоль хорды в направлении передней кромки лопасти, по сравнению с положением аэродинамических фокусов профилей относительно упругой оси лопасти в средней по размаху части лопасти, расположенной на относительных радиусах, больших r = 0,55, причем различия в положении относительно упругой оси лопасти аэродинамических фокусов профилей комлевых сечений лопасти на этом участке и положении аэродинамических фокусов профилей сечений относительно упругой оси лопасти в средней ее части составляют от 3 до 55% длин хорд профилей соответствующих комлевых сечений.

2. Лопасть по п.1, отличающаяся тем, что линия ее передней кромки, линия задней кромки или одна из них имеет непрямолинейную на виде в плане форму и эти линии расположены относительно упругой оси лопасти таким образом, что точки, находящиеся на расстоянии четвертей хорд профилей поперечных сечений лопасти от ее передней кромки, образуют изогнутую или ломаную непрерывную или с отдельными разрывами линию четвертей хорд профилей поперечных сечений, так расположенную относительно упругой оси лопасти, что в комлевой части лопасти между узлом ее крепления к втулке винта и относительным радиусом r = 0,55 имеется протяженный вдоль размаха лопасти участок, на котором соответствующая ему часть линии четвертей хорд профилей поперечных сечений выдвинута вперед в направлении передней кромки лопасти по сравнению с положением относительно упругой оси лопасти линии четвертей хорд профилей средней по размаху части лопасти, расположенной на относительных радиусах, больших r = 0,55, причем различия в положении относительно упругой оси лопасти точек четвертей хорд профилей комлевых сечений лопасти на этом участке и положении точек четвертей хорд профилей относительно упругой оси лопасти в средней ее части составляет от 3 до 55% хорд профилей соответствующих комлевых сечений.

3. Лопасть по п.1, отличающаяся тем, что в комлевой ее части на протяженном вдоль размаха участке, расположенном на относительных радиусах, меньших r = 0,55, линия аэродинамических фокусов профилей поперечных сечений находится между передней кромкой лопасти и прямой, практически совпадающей с линией аэродинамических фокусов профилей средней по размеру части лопасти, расположенной на относительных радиусах, больших r = 0,55, причем расстояние от этой прямой до линии фокусов профилей поперечных сечений на соответствующем комлевом участке составляет от 3 до 55% хорд этих профилей.

4. Лопасти по п.1, отличающаяся тем, что в комлевой ее части на протяженном вдоль размаха участке, расположенном на относительных радиусах, меньших r = 0,55, линия четвертей хорд профилей поперечных сечений находится между передней кромкой и прямой, практически совпадающей с линией четвертей хорд профилей средней по размаху части лопасти, расположенной на относительных радиусах, больших r = 0,55, причем расстояние от этой прямой до линии четвертей хорд профилей поперечных сечений на соответствующем комлевом участке составляет от 3 до 55% хорд этих профилей.

5. Лопасть по п.1, отличающаяся тем, что на некотором участке ее размаха, расположенном на относительных радиусах, меньших r = 0,55, передняя кромка лопасти выполнена в виде щелевого или безщелевого предкрылка.

6. Лопасть по п.1, отличающаяся тем, что в комлевой части лопасти, на относительных радиусах, меньших r = 0,55, имеется участок ее размаха, на котором геометрическая крутка лопасти выполнена возрастающей на кабрирование от внутренних к внешним по размаху лопасти поперечным сечениям лопасти.

7. Лопасть по п.1, отличающаяся тем, что линия аэродинамических фокусов поперечных сечений в концевой части лопасти на относительных радиусах, больших r = 0,85, располагается позади прямой, практически совпадающей с линией аэродинамических фокусов профилей средней по размаху части лопасти, расположенной на относительных радиусах, больших r = 0,55 и меньших r = 0,85.

8. Аэродинамический профиль лопасти, имеющий хорду длиной В, скругленную переднюю кромку, заостренную или затупленную заднюю кромку, соединенные между собой плавными линиями контуров верхней и нижней поверхностей, отличающийся тем, что его передняя кромка выполнена с радиусом скругления верхней поверхности профиля, отнесенным к его хорде R_в/В, находящимся в диапазоне 0,043 - 0,049, и радиусом скругления нижней поверхности, отнесенным к хорде профиля R_н/В, находящимся в диапазоне 0,021 - 0,025, а отнесенные к хорде профиля отложенные по нормали к ней ординаты контуров верхней Y_в/В и нижней Y_н/В поверхностей на отнесенном к хорде профиля расстоянии от его передней кромки Х/В расположены в следующих диапазонах:

X/B 0,00; Y_в/B 0,00; -Y_н/B 0,00;

Х/В 0,03; Y_в/B 0,043-0,046; -Y_н/B 0,032-0,034;

X/B 0,06; Y_в/B 0,058-0,061; -Y_н/B 0,043-0,046;

X/B 0,10; Y_в/B 0,069-0,072; -Y_н/B 0,052-0,055;

X/B 0,20; Y_в/B 0,086-0,089; -Y_н/B 0,068-0,072;

X/B 0,30; Y_в/B 0,094-0,098; -Y_н/B 0,077-0,081;

X/B 0,40; Y_в/B 0,096-0,100; -Y_н/B 0,080-0,084;

X/B 0,55; Y_в/B 0,086-0,090; -Y_н/B 0,076-0,080;

X/B 0,70; Y_в/B 0,060-0,064; -Y_н/B 0,058-0,062;

X/B 0,85; Y_в/B 0,026-0,030; -Y_н/B 0,032-0,036;

X/B 0,94; Y_в/B 0,08-0,012; -Y_н/B 0,012-0,016;

X/B 1,00; Y_в/B 0,00-0,004; -Y_н/B 0,00-0,004.

9. Аэродинамический профиль лопасти, имеющий хорду длиной В, скругленную переднюю кромку, заостренную или затупленную заднюю кромку, соединенные между собой плавными линиями контуров верхней и нижней поверхностей, отличающийся тем, что отнесенные к хорде безразмерные ординаты контуров верхней Y_в/В и нижней Y_н/В поверхностей профиля по п.8 домножены на постоянные числовые коэффициенты К_в и К_н, имеющие фиксированные значения, находящиеся в диапазонах 0,8 <К 1,2 для верхней поверхности и 0,55 К_н 1,45 для нижней поверхности, а отнесенные к хорде профиля безразмерные радиусы скругления передней кромки этого профиля по его верхней R_в/В и нижней R_н/В поверхностям домножены на квадраты этих постоянных числовых множителей.

10. Аэродинамический профиль по п.9, отличающийся тем, что его хвостовая часть выполнена укороченной.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к аэродинамической компоновке лопастей винтов винтокрылых летательных аппаратов и предназначено для уменьшения шарнирных моментов лопастей и нагрузок в системе управления винтов при одновременном улучшении аэродинамических характеристик винтов на основных режимах полета.

Лопасти винтов имеют, как правило, вытянутую по размаху форму в плане и на большей части своей длины в сечениях, перпендикулярных размаху, имеют форму аэродинамического профиля со скругленной передней кромкой, заостренной или затупленной задней кромкой, соединенных между собой плавными контурами верхней и нижней поверхностей.

Известны лопасти несущих винтов (см. например, патент США N3952601), имеющие вытянутую вдоль радиуса винта близкую к прямоугольной форму в плане. Лопасти такой формы в плане имеют наибольшее распространение в силу своей высокой технологичности в серийном производстве, однако из-за наличия жестких геометрических ограничений не обеспечивают достижения минимально возможных величин шарнирных моментов и нагрузок в системе управления несущего винта, и максимально высоких аэродинамических характеристик несущего винта.

Аэродинамические, массовые и инерционные нагрузки, действующие на конструкцию лопасти при работе несущего винта, воспринимаются расположенным вдоль размаха лопасти силовым элементом - лонжероном, передающим эти нагрузки через комлевой стыковочный узел на втулку винта. Комлевая часть лопасти (расположенная на относительных радиусах r<0.5-0.55) в полете и во время раскрутки и остановки винта (при ее ударах об ограничитель свеса) нагружается значительными растягивающими и поперечными силами и изгибающими моментами, поэтому обычно площадь поперечного сечения лонжерона, его строительная высота и, соответственно, толщина лопасти в этих сечениях существенно больше, чем в средней части лопасти (0.5<r<0.85), или ее концевой части (r>0.85). Вследствие этого у лопастей с постоянной по размаху хордой профилей поперечных сечений, равной В, относительные толщины с=C/B комлевых профилей достигают значений C=0.15-0.25, что существенно больше оптимальных по аэродинамическим характеристикам профилей величин с=0.08-0.12, применяемых обычно в средней и концевой частях лопасти. Такое техническое решение приводит к заметному ухудшению основных аэродинамических характеристик несущего винта - относительного коэффициента полезного действия (КПД) на режиме висения _o и аэродинамического качества Ка в горизонтальном полете, увеличению шарнирных моментов лопастей М_ш и нагрузок в системе управления несущего винта.

Уменьшение относительной толщины профилей комлевых сечений лопасти при обеспечении потребных строительных высот в них может быть обеспечено за счет увеличения хорд профилей этих сечений по сравнению со средней частью лопасти, например, у трапециевидных в плане лопастей (см. например, M.C. Яцунович, Практическая аэродинамика вертолета Ми-6, глава 2). Недостатками трапециевидной лопасти являются более сложная и дорогая технология изготовления и, как правило, повышенные величины ее шарнирных моментов и нагрузок в системе управления винта на больших скоростях полета, обусловленные увеличенными хордами комлевых сечений, так как погонный аэродинамический момент сечения лопасти пропорционален квадрату его хорды, в то время как подъемная сила сечения - первой степени хорды лопасти.

Известны различные компоновочные решения, обеспечивающие повышение аэродинамических характеристик винта при одновременном снижении шарнирных моментов лопастей и нагрузок в системе его управления (по сравнению с лопастями прямоугольной формы в плане) за счет применения более сложных форм в плане внешних по размаху участков лопасти (см. например, патенты США N3721507, N4130337, N4142837, N4248572, Франции N24773983, N2507149, Великобритании N1247966, N1588053).

Все перечисленные технические решения связаны с наличием на внешней по размаху половине лопасти различных дополнительных аэродинамических элементов (стреловидных законцовок, выступов), смещенных назад или вперед относительно оси ее лонжерона.

Эти дополнительные элементы в полете нагружены большими аэродинамическими и инерционными нагрузками, передающимися на лонжерон лопасти, что приводит к необходимости дополнительных весовых затрат для обеспечения прочности лопасти при их восприятии. Эти элементы также существенно влияют на шарнирные моменты, нагрузки в системе управления винта, упругие деформации и характеристики аэроупругой устойчивости движения лопастей работающего несущего винта.

Предлагаемое техническое решение обеспечивает снижение нагрузок в системе управления несущего винта, повышение его аэродинамических характеристик на основных режимах полета и при этом не имеет недостатков, отмеченных у рассмотренных аналогов.

В качестве прототипа для предлагаемого технического решения принята типовая компоновка лопасти прямоугольной формы в плане, как имеющая минимальные отличия от компоновки лопасти по данному изобретению (патент США N3822105). Предлагаемое техническое решение применимо также и для лопастей, имеющих иную форму в плане.

Данное изобретение предназначено для уменьшения амплитуды переменных шарнирных моментов лопастей, величин нагрузок в системе управления несущего винта и улучшения его аэродинамических характеристик на режимах висения и горизонтального полета.

Технический результат данного изобретения достигается за счет рациональной аэродинамической компоновки комлевой части лопасти.

Лопасть винта винтокрылого летательного аппарата имеет на виде в плане вытянутую вдоль своего размаха форму, заданную линиями передней, задней и боковых кромок и состоит из комлевой, средней и концевой частей.

Поперечные сечения лопасти, как правило, имеют вид аэродинамических профилей, имеющих хорду длиной В, скругленную переднюю кромку, заостренную или затупленную заднюю кромку, соединенные между собой плавными линиями контуров верхней и нижней поверхностей.

Аэродинамические фокусы профилей поперечных сечений лопасти образуют линию фокусов, которая может иметь изогнутую или ломаную, непрерывную или с отдельными разрывами форму в плане. Так как у большинства профилей аэродинамический фокус при дозвуковом обтекании расположен вблизи точки, находящейся на расстояния четверти хорды от передней кромки профиля, линия фокусов лопасти, как правило, близка к линии четвертей хорд ее поперечных сечений.

Лопасть имеет также упругую ось - линию, расположенную вдоль размаха лопасти, такую, что вертикальные поперечные нагрузки, приложенные к лопасти на этой линии, не вызывают ее упругих крутильных деформаций в непосредственной близости от точки приложения этой нагрузки.

Техническая суть данного изобретения состоит в том, что изогнутая или ломаная, непрерывная или с отдельными разрывами линия аэродинамических фокусов профилей поперечных сечений лопасти так расположена относительно упругой оси лопасти, что в комлевой ее части, между узлом крепления лопасти ко втулке винта и поперечным сечением лопасти, расположенном на относительном радиусе r= 0.55, имеется протяженный вдоль размаха лопасти участок, на котором аэродинамические фокусы профилей поперечных сечений лопасти (перпендикулярных к ее упругой оси) выдвинуты вперед вдоль хорды лопасти в направлении ее передней кромки, по сравнению с положением аэродинамических фокусов профилей относительно упругой оси лопасти в средней по размаху части лопасти, расположенной на относительных радиусах, больших r=0.55.

Различия в положении аэродинамических фокусов профилей относительно упругой оси допасти на этом участке и аэродинамических фокусов профилей относительно упругой оси лопасти в средней ее части должны составлять (в соответствии с данным изобретением) от 3 до 55% хорд профилей соответствующих комлевых сечений.

Нижняя граница этого интервала определяется отличиями в положении по хорде аэродинамических фокусов различных профилей, которые применяются на существующих лопастях, верхняя граница определена по результатам расчетных и конструкторских проработок и испытаний модельных и натурных лопастей.

Таким образом, в соответствии с данным изобретением, в комлевой части лопасти имеется протяженный по размаху участок с выдвинутой вперед, по сравнению с основной частью размаха лопасти, линией аэродинамических фокусов (близкой к линии четвертей хорд) ее поперечных сечений.

В качестве оси отсчета положения по хорде допасти аэродинамических фокусов профилей ее поперечных сечений может быть принята упругая ось лопасти, или ее аэродинамическая ось (линия, относительно которой закоординировано положение аэродинамических профилей лопасти) в этих сечениях.

При наличии в средней части лопасти достаточно протяженной части ее размаха с практически прямолинейным участком линии четвертей хорд поперечных сечений (или линии аэродинамических фокусов) в качестве аэродинамической оси лопасти может быть использована прямая, практически совпадающая с этим участком линии четвертей хорд сечений или линии аэродинамических фокусов лопасти.

Как правило, у известных лопастей упругая и аэродинамическая оси на большей части размаха практически параллельны.

У лопасти по данному изобретению на протяженной части ее размаха, расположенной между узлом крепления лопасти ко втулке и относительным радиусом r=0.55, линия аэродинамических фокусов профилей поперечных сечений выдвинута вперед на расстояние (отсчитанное по направлению, перпендикулярному к упругой оси лопасти или к прямой, практически совпадающей с линией четвертей хорд или аэродинамических фокусов профилей ее поперечных сечений в средней части размаха лопасти, расположенной на относительных радиусах r>0.55), составляющее от 3 до 55% хорды профиля в соответствующем комлевом сечении по сравнению с положением линии фокусов в средней части лопасти винта.

Поскольку линия аэродинамических фокусов профилей поперечных сечений лопасти, как правило, близка к линии четвертей ее хорд, у лопасти по данному изобретению линия передней кромки, линия задней кромки и линия четвертей ее хорд (некоторые из этих линий, или все они) и соответственно - линия аэродинамических фокусов должны быть выполнены изогнутыми, или ломанными (непрерывными или с разрывами) в комлевой части лопасти, с выдвинутым вперед протяженным участком, расположенным в интервале между узлом крепления лопасти ко втулке и относительным радиусом r=0.55, причем границы этого участка могут не совпадать с границами указанного интервала.

В тех случаях, когда аэродинамическая и упругая оси лопасти практически параллельны, в комлевой части лопасти по данному изобретению имеется протяженный участок ее размаха, расположенный между узлом крепления лопасти ко втулке и относительным радиусом r=0.55, на котором линия аэродинамических фокусов (линия четвертей хорд) профилей находится между передней кромкой лопасти и прямой, практически совпадающей с линией аэродинамических фокусов (линией четвертей хорд) профилей на средней по размаху части лопасти, на расстоянии от этой прямой, составляющем от 3 до 55% хорд профилей соответствующих комлевых сечений.

Конструктивно данное требование наиболее эффективно реализуется с помощью нового элемента аэродинамической компоновки лопасти - комлевого наплыва лопасти.

Лопасть на части своего размаха, в зоне размещения комлевого наплыва, расположенного на относительных радиусах, меньших r=0.55, выполняется в виде профилированной несущей поверхности, имеющей выдвинутую вперед (на 3-55% своей хорды) линию передней кромки (относительно упругой или аэродинамической оси лопасти) по сравнению с положением линии передней кромки основной части лопасти, расположенной на относительных радиусах r>0.55.

Для увеличения несущей способности комлевой части лопасти (и расширения тем самым области летных режимов вертолета) ее передняя кромка в комлевой части на относительных радиусах r<0.55, выдвинутая вперед относительно передней кромки основной части лопасти (в зоне размещения комлевого наплыва), может быть выполнена в виде щелевого иди нещелевого предкрылка.

Положение передней и задней кромок комлевой части лопасти по данному изобретению согласованно выбирается таким, что на выделенном участке размаха лопасти линия аэродинамических фокусов профилей комлевых сечений имеет более переднее положение относительно упругой (или аэродинамической) оси лопасти, по сравнению с положением аэродинамических фокусов профилей сечений средней части лопасти относительно этой оси.

Это условие может быть выполнено за счет применения к комлевой части лопасти выдвинутых вперед (по сравнению с положением соответствующих линий в средней части лопасти относительно ее упругой или аэродинамической оси), протяженных вдоль размаха лопасти участков ее передней кромки (комлевого наплыва) и/или задней кромки лопасти, а также за счет использования в этих сечениях аэродинамических профилей, имеющих максимально близкое к передней кромке положение аэродинамических фокусов.

В тех случаях, когда положение аэродинамических фокусов профилей комлевых и средних сечений лопасти существенно отличается, данное изобретение может быть реализовано также и без выдвижения вперед линии четвертей хорд лопасти в комлевой ее части. При этом в комлевой части лопасти должны использоваться профили, имеющие максимально близкое к передней кромке положение аэродинамического фокуса, а в ее средних и внешних по размаху сечениях - профили с более задним положением аэродинамического фокуса.

Профиль для комлевых сечений лопасти по данному изобретению в рабочем диапазоне чисел М= 0.15-0.45 имеет, по сравнению с известными аэродинамическими профилями, в частности - профилями серии NACA-230 (см. например NACA Report N 824, 1945, с.148), при близких значениях относительной толщины более переднее положение аэродинамического фокуса и положительную величину коэффициента момента при нулевой подъемной силе.

Этот технический результат достигается за счет рациональной формы контура профиля.

Аэродинамический профиль лопасти по данному изобретению имеет хорду, скругленную переднюю кромку, заостренную или затупленную заднюю кромку, соединенные между собой главными линиями контуров верхней и нижней поверхностей. Передняя кромка профиля выполнена с радиусом скругления верхней поверхности, отнесенным к его хорде R_в/B, находящимся в диапазоне. 0.043-0.049 и радиусом скругления нижней поверхности, отнесенным к хорде профиля R_н/B, находящимся в диапазоне 0.021-0.025. Максимальная относительная толщина профиля, отнесенная к его хорде C/В примерно равна 0.18 и расположена на расстоянии 0.37В-0.43В от его передней кромки, а отнесенные K хорде профиля отложенные по нормали к ней ординаты контуров верхней Y_в/B и нижней Y_н/B поверхностей на отнесенном к хорде профиля расстоянии от его передней кромки Х/В расположены в диапазонах, приведенных в таблице 1.

Основными аэродинамическими преимуществами данного профиля по сравнению с известными профилями-аналогами близкой относительной толщины при его применении в комлевой части лопасти по данному изобретению в системе винта винтокрылого летательного аппарата являются - смещенное вперед к передней кромке положение аэродинамического фокуса и положительная величина коэффициента момента при нулевой подъемной силе в рабочем диапазоне чисел М.

Конструктивным преимуществом данного профиля применительно к лопасти по данному изобретению является размещение его максимальной толщины вблизи середины хорды, облегчающее размещение лонжерона лопасти в его контуре.

В соответствии с данным изобретением уменьшение нагрузок в системе управления несущего винта достигается с помощью рациональной компоновки комлевой части лопасти, ориентированной на использование переменных по времени аэродинамических нагрузок, действующих на лопасти в горизонтальном полете, для уменьшения шарнирных моментов лопастей.

В последующем изложении суть изобретения иллюстрируется фиг. 1.-12.

На фиг. 1 представлены варианты формы в плане лопасти по данному изобретению и прямоугольной в плане лопасти-прототипа.

На фиг. 2 представлены графики зависимостей по размаху лопасти постоянной части t₀, синусной t_ls и косинусной t_lc компонент первой гармоники относительной погонной аэродинамической нагрузки, действующей в сечениях лопасти несущего винта в крейсерском полете.

На фиг. 3 представлен контур одного из вариантов комлевого профиля по данному изобретению и графики его моментных характеристик m_zo и X_f в зависимости от значений чисел М потока.

На фиг. 4 представлены графики зависимостей амплитуды коэффициентов шарнирного момента m_ш крупномасштабной модели лопасти прямоугольной формы в плане и лопасти с комлевым наплывом в соответствии с данным изобретением.

На фиг. 5 представлены графики зависимостей аэродинамического качества Ка от скорости горизонтального полета для крупномасштабной модели несущего винта с лопастями прямоугольной формы в плане и лопастями с комлевыми наплывами на передней кромке в соответствии с данным изобретением.

На фиг. 6 представлены графики зависимостей от скорости полета коэффициентов первой гармоники m_шls и m_шlc шарнирного момента крупномасштабной модели несущего винта с лопастями прямоугольной формы в плане и лопастями с комлевыми наплывами и смещенными вперед (по отношению к основной части лопасти) задними кромками комлевых участков лопастей и комлевыми профилями по данному изобретению.

На фиг. 7 представлены графики зависимостей относительного коэффициента полезного действия (КПД) _o на режиме висения от относительной нагрузки на лопасть для крупномасштабной модели несущего винта с лопастями прямоугольной формы в плане и лопастями, снабженными комлевым наплывом и смещенными вперед задними кромками комлевых участков лопастей и комлевыми профилями по данному изобретению.

На фиг. 8 представлены графики зависимостей аэродинамического качества Ка в горизонтальном полете крупномасштабной модели несущего винта с лопастями прямоугольной формы в плане и лопастями, снабженными комлевыми наплывами и смещенными вперед задними кромками комлевых участков лопастей и комлевыми профилями по данному изобретению.

На фиг. 9 представлены графики зависимостей коэффициентов синусной гармоники шарнирного момента m_шls от скорости полета вертолета для натурных лопастей прямоугольной формы в плане и этих же лопастей, оснащенных комлевыми наплывами по данному изобретению.

На фиг. 10 представлены графики зависимостей величины коэффициентов косинусной гармоники шарнирного момента m_ш1с от скорости полета для натурной лопасти прямоугольной формы в плане и этой же лопасти в варианте с комлевым наплывом.

На фиг. 11 представлены графики зависимостей амплитуды коэффициентов шарнирного момента m_ш от скорости полета для натурной прямоугольной лопасти и этой же лопасти с комлевым наплывом.

На фиг. 12 представлены графики зависимостей коэффициентов мощности m_кдб силовой установки вертолета по скорости полета для несущих винтов с прямоугольными лопастями и лопастями с комлевыми наплывами.

Лопасть винта имеет вытянутую вдоль радиуса R форму в плане, см. фиг. 1, определяемую передней (1), задней (2) и боковыми кромками. По своему размаху лопасть делится на комлевую (3), среднюю (4) и концевую (5) части.

Предлагаемое техническое решение заключается (см. фиг. 1В) в использовании в конструкции комлевой части (3) лопасти специального элемента аэродинамической компоновки - комлевого наплыва (7), имеющего близкую к прямоугольной или трапециевидной форму в плане, с выдвинутой вперед своей передней кромкой относительно передней кромки (1) средней части лопасти (4), а так же смещенной вперед задней кромки (10) комлевых сечении лопасти и профилей (14) с передним положением аэродинамического фокуса.

Нормальные к размахну лопасти ее сечения в зоне комлевого наплыва представляют собой аэродинамические профили (см. фиг.3), со скругленными передними кромками (15), заостренными или затупленными задними кромками (16.17), плавными контурами верхней (18) и нижней (19) поверхностей, соединяющими передние и задние кромки лопасти. Задняя кромка комлевой части лопасти (10), см. фиг.1С может быть расположена как перед, так и за прямой линией, являющейся продолжением к комлю лопасти задней кромки средней части лопасти, при этом положение передней (7) и задней (10) кромок комля лопасти относительно ее упругой оси должно быть таким, что линия аэродинамических фокусов (9) профилей комлевых сечений лопасти (и близкая к ней линия четвертей ее хорд) в месте расположения комлевого наплыва имела более переднее положение, чем у профилей сечений основной части лопасти (8). Для усиления положительных эффектов, связанных с использованием в компоновке лопасти комлевого наплыва на ее передней кромке, целесообразно применение в этой зоне специальных аэродинамических профилей (14) см фиг. 3, имеющих, по сравнению с профилями основной части лопасти, более переднее положение аэродинамического фокуса.

На основной части размаха лопасти - на среднем (4) и концевом (5) участках взаимное расположение линии центров масс сечений лопасти, линии аэродинамических фокусов (8) и ее упругой оси (6) выбирается согласованно в соответствии с требованиями обеспечения аэроупругой устойчивости движения лопастей в полете (обеспечение отсутствия флаттера на всех режимах работы винта), что приводит к жестким ограничениям на их взаимное расположение по хорде сечения лопасти.

Комлевой наплыв (7) располагается на внутренней части (3) лопасти на относительных радиусах, меньших г=0.5-0.55, где указанные ограничения существенно слабее, а влияние на характеристики шарнирных моментов лопастей достаточно велико. Могут быть использованы различные варианты конструктивного выполнения комлевого наплыва, например:

- в виде местного расширения лонжерона,

- в виде дополнительной полости основного лонжерона,

- в виде дополнительного элемента, состоящего из обшивки и наполнителя, соединенного с лонжероном лопасти и образующего ее переднюю кромку в зоне наплыва (этот вариант может использоваться так же и в конструкции щелевого предкрылка на передней кромке комлевой части лопасти).

При любом конструктивном выполнении передней кромки (7) лопасти, аэродинамические профили ее поперечных сечений в зоне комлевого наплыва имеют более переднее положение относительно упругой оси лопасти (6), по сравнению с остальной частью ее размаха. Для улучшения размещения лонжерона лопасти в контуре профиля ее комлевой части целесообразно применение в этих сечениях аэродинамических профилей с относительно более задним положением максимума относительной толщины (например, расположенным в диапазоне 0.35<X<0.5) по сравнению с профилями внешней части лопасти, имеющими, как правило, более переднее положение максимума толщины (обычно в диапазоне 0.25<X<0.35).zo>0 и (в отличие от профилей средней и концевой части лопасти), возможно более переднее положение аэродинамического фокуса, что при прочих равных условиях позволяет использовать комлевой наплыв относительно меньших размеров.

Основная цель данного изобретения - уменьшение амплитуды переменных шарнирных моментов лопастей и величин нагрузок в системе управления несущего винта на больших скоростях полета - достигается за счет использования переменных по времени аэродинамических нагрузок, действующих в комлевых сечениях лопасти в полете при различных ее азимутальных положениях.

Как известно (см. например стр. 57 книги А.С. Браверман, А.П. Вайнтруб "Динамика вертолета. Предельные режимы полета. Москва, М. 1988), нагрузки в элементах системы управления несущего винта, расположенных ниже вращающегося кольца автомата перекоса, определяются в основном постоянной частью М_о и первой гармоникой М_ш1 шарнирного момента М_ш и ее синусной M_ш1s и косинусной М_ш1с компонентами.

Из опыта летных испытаний различных вертолетов известно, что первая гармоника шарнирного момента лопасти (определяющая нагруженность автомата перекоса и системы управления несущего винта) на основных режимах горизонтального полета составляет, как правило, большую часть суммарной амплитуды ее шарнирного момента, нагружающего элементы системы управления несущего винта, расположенные между лопастью и автоматом перекоса.

Известен и широко используется в практике вертолетостроения метод воздействия на постоянную часть М_шо и синусную гармонику M_ш1s шарнирного момента лопасти с помощью изменения моментных характеристик m_zo профилей, например - с помощью отгиба вверх или вниз задних кромок профилей или специальных хвостовых пластин- триммеров. Таким образом достигается изменение моментных характеристик m_zo профилей их сечений, что приводит к соответствующему изменению величин M_ш, М_шо, M_ш1s: однако такое изменение моментных характеристик профилей практически не оказывает влияния на величину косинусной составляющей М_ш1с шарнирного момента лопасти, особенно значительную на больших скоростях полета, на которых именно она определяет большую часть нагрузок в системе управления винта.

Кроме того, применяемые обычно отгибы вверх хвостовых пластин-триммеров, как правило, приводят к значительному ухудшению аэродинамических характеристик профилей сечений лопастей и соответственно - всего несущего винта.

В отличие от известных технических решений предлагаемое техническое решение позволяет улучшить характеристики шарнирного момента лопастей несущего винта совместно с улучшением его аэродинамических характеристик. Наиболее эффективным устройством для снижения шарнирных моментов является комлевой наплыв лопасти - профилированная носовая часть комлевого участка лопасти с выдвинутой вперед (по отношению к передней кромке основной частя лопасти) его передней кромкой таким образом, что линия аэродинамических фокусов профилей комлевых сечений в зоне размещения наплыва смещена вперед по сравнению с положением линии аэродинамических фокусов профилей средней по размаху части лопасти относительно ее упругой оси.

Наличие комлевого наплыва в аэродинамической компоновке лопасти обеспечивает:

- благоприятное смещение фокуса комлевых сечений лопасти вперед, снижающее величину косинусной составляющей М_ш1с первой гармоники шарнирного момента лопасти на больших скоростях полета;

- приращение на кабрирование постоянной части М_шо и синусной M_ш1s составляющей первой гармоники шарнирного момента лопасти, позволяющее использовать на основной части лопасти аэродинамические профили, имеющие более высокие аэродинамическое качество и несущую способность за счет менее благоприятных моментных характеристик;

- повышение относительного коэффициента полезного действия _o несущего винта на режиме висения вследствие увеличения комлевого заполнения винта, уменьшения относительной толщины комлевых профилей, увеличения чисел Рейнольдса потока у комлевых участков лопасти, применения более эффективных профилей.

Применение комлевого наплыва (увеличивая заполнение винта в его комлевой части и уменьшая в этих сечениях относительные толщины профилей) приводит к перемещению вперед относительно упругой оси лопасти аэродинамического фокуса сечений комлевой ее части примерно на величину X_f = 3/4b_н, где b_н - размер наплыва вдоль хорды (сверх хорды основной части лопасти), что обеспечивает улучшение характеристик шарнирных моментов лопастей при одновременном повышении аэродинамических характеристик несущего винта. Улучшение характеристик шарнирного момента лопасти достигается с помощью рационального использования переменных по времени аэродинамических нагрузок, действующих в полете в ее комлевых сечениях при различных азимутальных положениях лопасти.

Перемещение вперед аэродинамического фокуса X_f комлевых сечении лопасти (9), обусловленное применением данного изобретения, см. фиг.1В-С, при малом изменении или сохранении ее остальных характеристик приводит к изменению аэродинамической части М_ша шарнирного момента, создаваемой переменной по времени, распределенной по размаху лопасти погонной подъемной силой T(r,)r соответствующих сечений:









где r₁ и r₂ - радиусы сечении лопасти, между которыми располагается комлевой наплыв,

X_f(r) - - перемещение аэродинамического фокуса профилей комлевых сечений лопасти,

Т_о, T_1c, T_1s - постоянная по времени составляющая и косинусная и синусная компоненты первой гармоники погонной подъемной силы лопасти.

На фиг. 2 представлено расчетное распределение по размаху лопасти коэффициентов этих нагрузок t_o/r (11), t_1s/r (12) и t_1c/r (13) на крейсерской скорости полета вертолета. Из этих графиков видно, что в комлевых сечениях лопасти реализуются значительные по величине синусная (12) и косинусная (13) составляющие первой гармоники погонной тяги, соизмеримые по амплитуде со средним по размаху лопасти значением постоянной по времени составляющей погонной тяги (11), что обеспечивает возможность существенного воздействия на моментные характеристики лопасти с помощью выбора рациональной аэродинамической компоновки комлевой части лопасти.

Как следует из (1-5) и фиг. 2, перемещение аэродинамического фокуса комлевых сечений лопасти вперед относительно упругой оси лопасти (или оси фокусов средней по размаху лопасти части) за счет комлевого наплыва обеспечивает создание (что наиболее существенно) отрицательных приращений первого косинусной М_ш1с гармоники шарнирного момента, приводящих к уменьшению величины ее модуля.

Наличие комлевого наплыва обеспечивает также создание положительных приращений нулевой М_шо и первой синусной M_ш1s гармоник шарнирного момента лопасти, что позволяет уменьшить нагрузки на пикирование в системе управления несущего винта; при этом появляется возможность придать отрицательное приращение (на пикирование) углам установки триммерных пластин профилей и тем самым улучшить аэродинамические характеристики профилей и винта в целом.

Аналогичное смещение вперед линии фокусов профилей комлевых сечений лопасти может быть получено, при смещении вперед задней кромки лопасти в комлевой ее части (10), см. фиг. 1С. Влияние смещения вперед хвостовой кромки (10) лопасти на положение аэродинамического фокуса (9) сечения, в отличие от смещения передней кромки, существенно меньше и составляет примерно 1/4 величины этого смещения, при этом приближение задней кромки лопасти к лонжерону уменьшает комлевое заполнение винта и увеличивает относительные толщины профилей, что приводит к ухудшению аэродинамических характеристик винта. Таким образом, смещение вперед задней кромки лопасти в комлевой ее части целесообразно осуществлять совместно с применением в этих сечениях комлевого наплыва (8), имеющего хорду, большую или равную смещению вперед задней кромки (10) комлевой части лопасти.

Как видно из (1-5) и фиг. 2, улучшающие изменения характеристик шарнирного момента могут быть получены также при смещении назад (относительно линии аэродинамических фокусов сечений средней части по размаху лопасти) линии аэродинамических фокусов внешней части лопасти при r>0.85.

Известным техническим решением, реализующим такое смещение назад линии аэродинамических фокусов внешней части лопасти и улучшающим характеристики их шарнирных моментов, является применение отогнутых назад (стреловидных) законцовок лопастей. Совместное применение этих двух конструктивных решений - комлевого наплыва и отогнутой назад (стреловидной) законцовки позволяет реализовать наиболее благоприятные характеристики шарнирного момента лопасти.

Необходимым условием устойчивости движения лопастей при работе несущего винта (с точки зрения обеспечения отсутствия флаттера) является размещение линии аэродинамических фокусов профилей сечений средней и внешней частей лопасти на некотором расстоянии за линией центров масс этих сечений. Запас аэроупругой устойчивости для лопастей несущего винта по основному - махово-крутильному виду флаттера - возрастает с увеличением этого расстояния тем больше, чем больше относительный радиус рассматриваемого сечения лопасти. Ввиду близости комлевого наплыва лопасти ко втулке винта его влияние на флаттерные характеристики, маховое движение лопастей, их упругую крутку и, соответственно, балансировку вертолета мало.

Таким образом, применение данного технического решения при рационально выбранных параметрах обеспечивает улучшение характеристик шарнирных моментов лопастей и аэродинамических характеристик несущих винтов без неблагоприятных побочных эффектов.

Выполненные в ЦАГИ расчетные и экспериментальные исследования, конструкторские проработки ОКБ МВЗ натурных лопастей ряда несущих винтов вертолетов показали, что рациональная компоновка комлевого наплыва (8), обеспечивающая снижение шарнирных моментов и нагрузок в системе управления при одновременном улучшении аэродинамических характеристик винта, реализуется при его размещении на относительных радиусах r<0.5-0.55; хорда комлевой части лопасти с наплывом должна составлять 0.9-1.8 хорды ее средней части.

Увеличение хорд комлевых частей лопастей приводит, как правило, на режиме висения к увеличению направленной вниз аэродинамической силы, возникающей на фюзеляже и крыле вертолета в потоке воздуха, отбрасываемого несущим винтом.

Для нейтрализации этого отрицательного воздействия комлевых наплывов на корпус вертолета целесообразно в зоне их расположения обеспечить уменьшение градиента геометрической крутки лопастей по сравнению с основной частью лопасти; при этом в сечениях лопастей, прилегающих ко втулке несущего винта градиент геометрической крутки может быть другого знака по сравнению с градиентом геометрической крутки основной части лопасти. Такое уменьшение геометрической крутки комлевых сечений лопастей полезно также с точки зрения уменьшения шарнирного момента лопасти на больших скоростях полета.

В связи с этим в зоне размещения комлевого наплыва целесообразно применение специальной геометрической крутки лопастей, содержащей участок с возрастающими по мере удаления от втулки значениями углов установки профилей сечений лопасти, состыкованный по своей внешней стороне с основным участком геометрической крутки лопасти.

В зоне комлевого наплыва целесообразно применение профилей сечений лопасти с положением максимальной толщины Х_cmax/B=0.35- 0.5, имеющих возможно более переднее положение аэродинамического фокуса X_f и положительные величины коэффициента момента m_zo при нулевой подъемной силе.

Этим требованиям соответствует аэродинамический профиль по данному изобретению (14), см. фиг. 3. отличающийся тем, что имеет скругленную переднюю кромку (15), заостренную (16) или затупленную (17) заднюю кромку, соединенные между собой плавными линиями контуров верхней (18) и нижней (19) поверхностей,

Аэродинамический профиль по данному изобретению, имеющий хорду длиной В, скругленную переднюю кромку, заостренную или затупленную заднюю кромку, соединенные между собой плавными линиями контуров верхней и нижней поверхностей, отличается от известных профилей значениями своих геометрических параметров.

Так, его передняя кромка выполнена с радиусом скругления верхней поверхности профиля, отнесенным к его хорде R_в/B, находящимся в диапазоне 0.043-0.049 и радиусом округления нижней поверхности, отнесенным к хорде профиля R_н/B, находящимся в диапазоне 0.021-0.025.

Максимальная относительная толщина профиля, отнесенная к его хорде С/В примерно равна 0.18 и расположена на расстоянии 0.37*В- 0.43*В от его передней кромки, а отнесенные к хорде профиля отложенные по нормали к ней ординаты контуров верхней Y_в/B и нижней Y_н/B поверхностей на отнесенном к хорде профиля расстоянии от его передней кромки Х/В расположены в диапазонах, приведенных в таблице 1. Представленные в таблице 1 диапазоны ординат верхней и нижней поверхностей профиля примерно соответствуют допустимым конструктивно-технологическим отклонениям его фактических координат от их теоретических значений.

На фиг. 3 приведены также полученные при испытаниях в аэродинамической трубе моментные характеристики m_zo (40) и X_f(4i) профиля по данному изобретению.

В диапазоне чисел М<0.5 потока, характерном для комлевых сечений лопастей на основных режимах полета, профиль по данному изобретению имеет положительное (на кабрирование) значение коэффициента момента при нулевой подъемной силе 0.007>m_zo>0.004 и выдвинутое к передней кромке профиля (по сравнению с известными профилями) положение аэродинамического фокуса 0.22>Х_f>О.18, то есть по своим моментным характеристикам этот профиль соответствует требованиям данного изобретения.

Для коррекции аэродинамических (моментных) характеристик профиля на его задней кромке может устанавливаться триммерная пластина (20) см. фиг. 3.

Представленный в данной таблице профиль имеет относительную толщину с= С/В около 18%. Максимум относительной толщины профиля расположен примерно на 40% его хорды, таким образом по своим геометрическим характеристикам этот профиль соответствует конструктивным требованиям данного изобретения по размещению лонжерона комлевой части допасти в его контуре.

Переход к профилям другой относительной толщины возможен в диапазоне от 14% до 22% с помощью умножения ординат его верхней и нижней поверхностей на постоянные коэффициенты К_в и К_н, которые могут различаться для верхней (К_в) и нижней (К_н) поверхностей и находиться в диапазонах 0.8<К<1.2 и 0.55<К<1.45 соответственно, при этом радиусы скругления передней кромки профиля по его верхней и нижней поверхностям изменяются пропорционально квадратам этих коэффициентов.

В конструкции комлевой части лопасти могут использоваться хвостовые секции, укороченные, как это показано на фиг. 1С, со стороны задней кромки (10). В этом случае контур поперечного сечения лопасти может соответствовать профилю по данному изобретению или его варианту необходимой относительной толщины на протяжении от скругленной передней комки (15) до его затушенной задней кромки (17). Задняя кромка такого профиля при этом должна быть выполнена расположенной между задней кромкой исходного профиля и задней стенкой лонжерона лопасти или совпадает с ней.

Для экспериментальной проверки разработанных технических решений были спроектированы, изготовлены и испытаны в большой аэродинамической трубе ЦАГИ при натурных значениях чисел М две четырехлопастные крупномасштабные модели несущих винтов диаметром D > 4 м, обозначаемые далее как модели N1 и N2.

Каждая из моделей испытывалась в двух вариантах: с комлевым наплывом (7) в соответствии с фиг. 1В и без него - с лопастями прямоугольной формы в плане в соответствии с фиг. 1А. Модели с наплывами обозначены далее номерами с добавлением индекса "н" (N1н и N2н). Все варианты имели профилированные передние кромки комлевых участков, контуры этих сечений в средней и хвостовой зонах при доработках сохранялись неизменными.

При испытаниях модели N 1 проводились измерения амплитуды шарнирных моментов m_ш в зависимости от скорости потока в рабочей части аэродинамической трубы V. Основные результаты представлены на фиг. 4. Как видно из графиков фиг. 4, где (23)-результаты испытаний прямоугольной лопасти, (24)-результаты испытаний лопасти по данному изобретению, лопасти винта N1н с комлевым наплывом, по сравнению с лопастями модели N1 без него, имеют в 1.5-1.8 раза меньшую амплитуду m_ш шарнирных моментов при одинаковой скорости потока в рабочей части аэродинамической трубы. При фиксированной величине амплитуды шарнирного момента m_ш применение комлевого наплыва обеспечивает возможность увеличения скорости полета на 40-60 км/ч.

Как видно из фиг. 5, где (25) - прямоугольная лопасть и (26) - лопасть по данному изобретению, аэродинамическое качество модели винта N1н в диапазоне скоростей 200 км/ч - 300 км/ч на 7-10 % выше, чем у модели N 1 без комлевых наплывов лопастей.

На модели N2 исследовалось совместное применение комлевого наплыва (7) на передней кромке лопасти и смещенного вперед относительно внешней части лопасти положения ее задней кромки (10) в комлевой части, см. фиг 10 С.

Для обеспечения благоприятных моментных характеристик лопастей и необходимых по конструктивным требованиям строительных высот сечений лопасти в зоне размещения наплыва, сдвигающего контуры профилей сечений вперед относительно лонжерона, применены специально разработанные аэродинамические профили по данному изобретению, с увеличенной относительной толщиной (с=14-18%), имеющие положительную величину момента m_zo>0 и положение максимальной относительной толщины примерно на 40% хорды.

В процессе испытаний модели N2 измерялись составляющие первой гармоники шарнирного момента лопасти m_ш1s и m_ш1с. На фиг. 6 представлены графики (27, 29) - для прямоугольной лопасти и (28,30) - для лопасти по данному изобретению, зависимостей этих величин от скорости потока в рабочей части аэродинамической трубы, из которых следует, что совместное применение комлевого наплыва (7) на передней кромке лопасти и смещенной вперед ее задней кромки (10) обеспечивает уменьшение косинусной гармоники (27,28) шарнирного момента лопасти в 1.5 раза и существенное улучшение изменения по скорости его синусной гармоники (29,30).

Выполненная по данному изобретению аэродинамическая компоновка комлевой части лопасти положительно сказывается на аэродинамических характеристиках несущего винта на режиме висения и в горизонтальном полете.

Как видно из фиг. 7-8, винт N2н с комлевыми наплывами лопастей имеет на 1.5-2.0% больше величину относительного КПД на режиме висения (32) и на 7-11% больше аэродинамическое качество (34) в диапазоне скоростей V=220-300 км/ч, по сравнению винтом N2 без комлевых наплывов лопастей, графики (31) и (33) соответственно.

Таким образом, при испытаниях моделей в аэродинамической трубе подтверждена возможность улучшения характеристик шарнирных моментов лопастей с одновременным улучшением аэродинамических характеристик винтов на основных режимах полета при использовании данного изобретения в аэродинамической компоновке лопастей несущего винта.

Проверенные на моделях технические решения апробированы так же в летных испытаниях на натурных несущих винтах с помощью вертолетов-летающих лабораторий ОКБ МВЗ. Результаты летных испытаний подтверждают высокую эффективность данного изобретения в части существенного снижения шарнирных моментов лопастей и нагрузок в системе управления несущего винта на больший: скоростях полета вертолета.

В летных испытаниях исследовались характеристики шарнирных моментов лопастей и аэродинамических характеристик экспериментального натурного несущего винта диаметром D>17 м.

Сравнение характеристик шарнирных моментов выполнено для исходной конфигурации лопастей прямоугольной формы в плане в соответствии со схемой фиг. 1А и для этих же лопастей, оснащенных комлевыми наплывами в соответствии со схемой фиг.1В.

При проведении летных испытаний осуществлялась регулировка триммерных пластин лопастей с целью сохранения уровня синусной гармоники их шарнирного момента m_ш1s на крейсерской скорости, результаты этих испытаний представлены на фиг.9, где кривая (35) соответствует прямоугольной лопасти, а кривая (36) - лопасти с комлевым наплывом.

Наиболее эффективно комлевой наплыв воздействует на величину косинусной составляющей первой гармоники и переменной части шарнирного момента натурной лопасти, см. фиг. 10. Из графика (37) для прямоугольной лопасти и (38)-для лопасти с комлевым наплывом видно, что данное изобретение обеспечивает снижение величины m_ш1с в 1.5-1.6 раза в горизонтальном полете на крейсерской и максимальной скоростях.

Аналогично влияние комлевого наплыва и на переменяю часть шарнирного момента лопасти, см. фиг. 11. Как видно из графика (39) для прямоугольной лопасти и (40)-для лопасти с комлевым наплывом, применение данного изобретения обеспечивает на этих скоростях уменьшение величины m_ш примерно в 1.3 раза.

На фиг. 12 представлены зависимости коэффициентов мощности m_кдв силовой установки вертолета для двух вариантов компоновки лопастей - с комлевым наплывом и без него.

Из графиков (40) для прямоугольной допасти и (41)-для лопасти с комлевым наплывом видно, что аэродинамическая компоновка лопасти обеспечивает на крейсерской и максимальной скоростях полета возможность получения выигрыша в мощности силовой установки вертолета порядка 10-15%.

Полученные в экспериментальных исследований в аэродинамических трубах и в летных испытаниях результаты свидетельствуют о том, что применение данного изобретения в аэродинамической компоновке лопастей может обеспечить значительное улучшение характеристик шарнирных моментов лопастей и нагрузок в системе управления винта при одновременном повышении аэродинамической эффективности несущего винта на основных режимах полета.