Результат интеллектуальной деятельности: АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ПРОФИЛЬ ПОПЕРЕЧНОГО СЕЧЕНИЯ НЕСУЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ

Изобретение относится к области авиации, в частности, к конструкции лопастей несущего и рулевого винтов винтокрылых летательных аппаратов и других несущих поверхностей.

Аэродинамические характеристики профилей существенно зависят от их толщины С, отнесенной к хорде профиля В, поэтому, как правило, относительная толщина, например лопасти, меняется по ее размаху в соответствии с аэродинамическими и конструктивными требованиями от значений С/В=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 части (r/R>0,9).

Здесь и далее в тексте используются обозначения: В - хорда профиля, С - его толщина, R - радиус несущего винта, r - текущее значение радиуса до рассматриваемого сечения лопасти винта.

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

Для винтов перспективных вертолетов наиболее важными представляются следующие аэродинамические характеристики профилей концевых сечений лопасти:

а) величина коэффициента максимальной подъемной силы профиля C_ymax при характерных значениях чисел Маха М=0,3÷0,5;

б) величина критического числа Маха М_кр, при котором начинается быстрый рост коэффициента сопротивления профиля С_хр;

в) значения максимального аэродинамического качества K_max=max(С_у/С_хр) в диапазоне чисел М=0,5÷0,7;

г) величина коэффициента момента профиля при нулевой подъемной силе C_mo в эксплуатационном диапазоне чисел М. Далее при ссылке на эту величину понимается дозвуковой диапазон, где C_mo меняется незначительно;

д) часто для сравнения уровней аэродинамического совершенства разных профилей используют совокупность двух важнейших аэродинамических критериев: C_ymax при М≈0,4 и М_кр при С_у≈0.

Аэродинамические характеристики профилей в соответствии с пунктами (а-г) 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.

Известны профили для винта вертолета (Advanced airfoils for helicopter rotor application (UK Patent Aplication GB 2059373 А от 20.09.1980 г.), в частности профиль-аналог VR-13 для концевых сечений лопастей с координатами, приведенными в таблице 4, и профиль-прототип VR-14, имеющий хорду длиной В, и отнесенные к длине хорды профиля ординаты точек верхней части контура Y_в/B и нижней части контура Y_н/B, расположенные на относительных расстояниях Х/В, измеренных вдоль его хорды, координаты которого приведены в таблице 5.

Эти аэродинамические профили обладают высокими аэродинамическими характеристиками. Однако для перспективных скоростных вертолетов величина критического числа Маха может быть недостаточной. Также профили, приведенные в патенте, имеют отрицательный коэффициент аэродинамического момента профиля при нулевой подъемной силе C_mo≈-0,0075÷-0,005, предпочтительный не для всех типов вертолетов.

Задача данного изобретения состоит в разработке контура аэродинамического профиля с большими величинами критического числа Маха (б) (по сравнению с известными профилями для концевых сечений лопастей несущих винтов) при сохранении несущей способности (а), имеющего малые положительные или малые отрицательные величины коэффициента аэродинамического момента (г) при нулевой подъемной силе C_mo.

Технический результат данного изобретения состоит в увеличении критического числа Маха и коэффициента максимальной подъемной силы профиля и обеспечении малого как отрицательного, так и положительного коэффициентов аэродинамического момента профиля при нулевой подъемной силе.

Технический результат достигается тем, что аэродинамический профиль поперечного сечения несущей поверхности, содержащий скругленную переднюю кромку, заостренную или затупленную заднюю кромку, расположенные на концах хорды профиля и соединенные между собой гладкими линиями верхней и нижней частей контура профиля, имеет переднюю кромку с радиусом округления верхней части контура R_в, находящимся в диапазоне 0,009В÷0,017В, и радиусом округления нижней части контура, находящимся в диапазоне 0,006В÷0,0013В, где В длина хорды, максимальная относительная толщина профиля С находится в диапазоне 0,092В÷0,098В и расположена на расстоянии Х=0,24В÷0,45В, измеренном от передней кромки профиля вдоль его хорды, при этом расстояние Y_в, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вверх до верхней части контура, возрастает от передней кромки профиля до своего максимального значения Y_вmах=0,0569В÷0,0601В, расположенного в диапазоне Х=0,25В÷0,45В, и далее это расстояние монотонно и плавно убывает к задней кромке профиля таким образом, что выпуклая передняя часть контура верхней поверхности профиля при Х>0,8В состыкована с его вогнутой хвостовой частью, а угол между касательной к верхней части контура и хордой профиля у его задней кромки при Х=В составляет -9,5°÷-5°, при этом расстояние Y_н, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вниз до нижней части контура, монотонно и плавно возрастает от передней кромки до своего максимального значения Y_нmax=0,0365B÷0,0393B при Х=0,3В÷0,64В и далее монотонно и плавно убывает к задней кромке профиля таким образом, что выпуклая передняя часть контура нижней поверхности профиля при Х>0,8В состыкована с его вогнутой хвостовой частью, а угол между касательной к нижней части контура и хордой профиля у задней кромки составляет 5°÷8°, при этом отнесенные к длине хорды профиля ординаты точек верхней части контура у_в/В и нижней части контура у_н/В, расположенные по оси абсцисс с относительными координатами х/В, измеренными от передней кромки профиля вдоль его хорды, находятся в диапазонах, приведенных в следующей таблице:

Технический результат достигается тем, что аэродинамический профиль поперечного сечения несущей поверхности имеет отнесенные к хорде безразмерные ординаты верхней и нижней частей контура, умноженные на постоянные числовые множители К_в для верхней части контура и К_н для нижней части контура и безразмерные радиусы округления передней кромки верхней и нижней частей контура, умноженные на квадраты этих постоянных числовых множителей, причем численные значения указанных множителей находятся в диапазонах 0,8<К_в<1,2 и 0,7<К_н<1,3.

Технический результат достигается также тем, что аэродинамический профиль поперечного сечения несущей поверхности содержит на конце дополнительный элемент в форме прямоугольника или трапеции, в том числе криволинейной, длиной не более 15% хорды профиля и малой по сравнению с профилем толщины, соответствующей толщине задней кромки, причем угол отклонения его относительно хорды профиля составляет -5°÷5°.

Работу аэродинамического профиля поперечного сечения несущей поверхности рассмотрим на примере лопасти в системе несущего винта, которая заключается в создании потребной величины аэродинамической подъемной силы при минимальном лобовом сопротивлении и приемлемых моментных характеристиках на всех режимах обтекания в процессе полета вертолета. Условия обтекания аэродинамических профилей несущего винта (реализуемые сочетания значений чисел М и коэффициентов подъемной силы С_у меняются в широких пределах в зависимости от режима полета и относительного радиуса сечения лопасти. На режиме висения характерными для концевых по размаху лопасти сечений (r/R>0,9) являются значения чисел М>0,65 и значения С_у=0,5÷0,7; в крейсерском полете профили идущей вперед лопасти обтекаются потоком при значениях чисел М>0,8 и С_у≈-0,1÷0,2; при азимутальных положениях лопасти, близких к плоскости, параллельной вектору скорости полета, значения чисел М и коэффициентов подъемной силы С_у близки к значениям этих величин на режиме висения, а на отступающей лопасти характерными являются значения чисел М<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 числа М, не превышающие значения М_кр при рабочих значениях коэффициентов подъемной силы С_у рассматриваемых сечений. Для выполнения полетов при нагружениях лопастей, близких к предельным (полеты на большой высоте, с большими перегрузками, на максимальных скоростях и т.д.) наиболее эффективными являются профили с высокими значениями C_ymax при М=0,3÷0,5; в то же время для снижения нагрузок в системе управления винта целесообразно использование профилей, имеющих небольшие положительные или отрицательные значения коэффициента аэродинамического момента профиля при нулевой подъемной силе C_mo.

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

Предлагаемый аэродинамический профиль соответствует совокупности перечисленных требований при приемлемых характеристиках по условиям конструктивной реализуемости лопастей (относительной толщине профиля, плавности контура, формам передней и задней кромок).

Представленные далее чертежи иллюстрируют суть данного изобретения и его сравнительную эффективность.

Фиг.1 представляет реализацию контура аэродинамического профиля лопасти, спроектированного в соответствии с данным изобретением в сравнении с контуром профиля-прототипа.

Фиг.2 иллюстрирует основные элементы профиля лопасти, спроектированного в соответствии с данным изобретением.

Фиг.3 представляет распределение по хорде профиля кривизны k верхнего и нижнего контуров профиля лопасти, спроектированного в соответствии с данным изобретением.

Фиг.4 представляет полученные экспериментально значения критерия совершенства C_ymax (М_кр) профиля, спроектированного в соответствии с данным изобретением, в сравнении с профилями аналогом и прототипом.

Фиг.5 представляет моментные характеристики C_mo (М) при С_у=0, полученные экспериментально с малыми положительными значениями C_mo и полученные в расчете с малыми отрицательными значениями C_mo.

Фиг.6 представляет участок лопасти с пластиной-триммером.

Аэродинамический профиль, спроектированный в соответствии с данным изобретением, рассмотрим на примере лопасти вертолета.

На фиг.1 приведен контур 1 аэродинамического профиля лопасти в сравнении с контуром 2 профиля-прототипа (для большей наглядности масштаб чертежа по оси у/В увеличен). Аэродинамический профиль лопасти имеет максимальную относительную толщину С/В в диапазоне 0,092В÷0,098В, которая расположена на расстоянии Х=0,24В÷0,45В, измеренном от передней кромки профиля вдоль его хорды.

Предлагаемый аэродинамический профиль (фиг.2) имеет соединенные между собой гладкими линиями верхней 3 и нижней 4 частей контура скругленную переднюю кромку 5, заостренную или затупленную заднюю кромку 6. Для построения контура профиля (фиг.2) используется система координат с началом, расположенным на передней кромке профиля, образованная осью х/В, направленной вдоль хорды 7 профиля, и осью у/В, направленной перпендикулярно оси х/В.

Верхняя часть контура имеет переднюю кромку с радиусом округления R_в, находящимся в диапазоне 0,009В÷0,017В, участок задней кромки и две протяженные зоны между ними. В передней зоне 8 расстояние Y_в, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вверх до верхней части контура, монотонно и плавно возрастает от передней кромки профиля до своего максимального значения Y_вmах=0,0569B÷0,0601В, расположенного в диапазоне Х=0,24В÷0,45В.

К зоне 8 примыкает хвостовая зона 9, внутри которой расстояние Y_в монотонно и плавно убывает к задней кромке профиля таким образом, что выпуклая передняя часть контура верхней поверхности профиля при Х>0,8В состыкована с его вогнутой хвостовой частью, а угол между касательной к верхней части контура и хордой профиля у его задней кромки при Х=В составляет -9,5°÷5°.

Нижняя часть контура имеет переднюю кромку с радиусом округления R_н, находящимся в диапазоне 0,006В÷0,0013В, участок задней кромки и две протяженные зоны между ними. В передней зоне 10 расстояние Y_н, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вниз до нижней части контура, монотонно и плавно возрастает от передней кромки до своего максимального значения Y_нmах=0,0365B÷0,0393B при Х=0,3В÷0,64В.

К зоне 10 примыкает хвостовая зона 11, внутри которой Y_н монотонно и плавно убывает к задней кромке профиля таким образом, что выпуклая передняя часть контура нижней поверхности профиля при Х>0,8В состыкована с его вогнутой хвостовой частью, а угол между касательной к нижней части контура и хордой профиля у задней кромки составляет 5°÷8°. Для дополнительной корректировки величины коэффициента момента при нулевой подъемной силе С_mo используют пластину-триммер 12 (фиг.6), крепящуюся к задней кромке лопасти и имеющую в сечении вид дополнительного элемента 13 профиля (фиг.2), например, в виде прямоугольника или трапеции, в том числе криволинейной. Дополнительный элемент 13 имеет малую относительную толщину, соответствующую толщине задней кромки профиля, и выступает за пределы хорды профиля на расстояние, не превышающее 0,15В, при этом для обеспечения высоких аэродинамических характеристик профиля угол его отклонения относительно хорды профиля составляет -5°÷5°, как известно из результатов испытаний профилей с такими элементами. Изменение длины такого элемента и его отклонение от хорды обеспечивает изменение моментных характеристик профиля.

Форма контура профиля по данному изобретению (фиг.2) в верхних зонах 8, 9 и, отчасти, в нижней зоне 10 обеспечивает их высокую несущую способность за счет меньших (по сравнению с прототипом) величин разрежения потока в этих зонах при максимальной подъемной силе, а форма хвостовой части верхнего контура 9 обеспечивает при этом плавное безотрывное торможение потока на большей части контура.

Форма контура в передних зонах 8 и 10 обеспечивает сравнительно малое разрежение потока, плавное его торможение и соответственно малое сопротивление профиля при средних рабочих значениях С_у и М.

Форма контура в хвостовых зонах 9 и 11 в совокупности с рационально выбранным дополнительным элементом 13 обеспечивает благоприятные характеристики продольного момента предлагаемого профиля - малую положительную или отрицательную величину C_mo.

Гладкость профилей по данному изобретению обеспечивается непрерывным и плавным изменением кривизны его контура вдоль хорды профиля. Распределение кривизны к конкретной реализации контура профиля вдоль его хорды представлено на фиг.3 для верхней части контура (кривая 14) и для нижней части контура (кривая 15).

Так как при производстве несущих элементов летательных аппаратов выдерживание теоретических координат контура профиля возможно 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 1.

На практике часто возникают дополнительные конструктивные и аэродинамические требования, которые сводятся к сравнительно малым изменениям относительной толщины профиля и выражаются в том, что отнесенные к его хорде безразмерные ординаты контуров верхней у_в/В и нижней у_н/В поверхностей отличаются от соответствующих безразмерных ординат базового профиля исходной относительной толщины на постоянные числовые множители.

Переход к другой относительной толщине для профиля по данному изобретению возможен с помощью умножения ординат его контура на постоянные числовые множители К_В для верхней и К_Н для нижней частей контура, которые могут различаться между собой. При этом радиусы скругления передней кромки верхней и нижней частей контура изменяются пропорционально квадратам этих коэффициентов.

Для обеспечения высоких аэродинамических характеристик профилей, полученных из базового профиля с помощью умножения его ординат на постоянные множители, их значения должны находиться в диапазонах 0,8<К_в<1,2 и 0,7<К_н<1,3.

Высокая аэродинамическая эффективность профилей по данному изобретению обусловлена гладкостью их контуров и рациональным сочетанием основных геометрических параметров (указанными величинами расстояний точек контуров профиля от его хорды и плавным изменением кривизны контура). Форма контуров профиля по данному изобретению определена таким образом, что в зоне 8 верхней части контура профиля обеспечивается меньший (по сравнению с прототипом) уровень величин разрежения потока при максимальной подъемной силе профиля в диапазоне чисел М=0,3÷0,5. Форма хвостовой зоны верхней части контура профиля обеспечивает при этом плавное безотрывное торможение потока на большей части хвостовой зоны. При средних значениях С_у (по эксплуатационному диапазону для современных вертолетов) и чисел М на верхней части контура профиля обеспечиваются сравнительно низкие уровни разрежения потока в их передней и хвостовой зонах, плавное его торможение в хвостовой зоне и, соответственно, малое сопротивление профиля.

Форма контуров профиля в хвостовых зонах при рационально выбранных параметрах присоединенного к задней кромке дополнительного элемента обеспечивает благоприятные характеристики продольного момента - небольшую положительную или отрицательную величину C_mo.

Основные аэродинамические характеристики профиля, разработанного на основе данного изобретения и профиля-прототипа, иллюстрируют графики на фиг.4, 5, построенные по результатам испытаний предлагаемого профиля в скоростной аэродинамической трубе (с относительной толщиной С/В=0,095 и дополнительным элементом, составляющим 5% его хорды при угле отклонения 3°).

На фиг.4 представлен критерий совершенства C_ymax (М_кр) профиля, спроектированного в соответствии с данным изобретением 16, в сравнении с профилем-аналогом 17 и профилем-прототипом 18. По этому критерию (совокупности величин C_ymax при М≈0,4 и М_кр при С_у≈0) предлагаемый профиль заметно превосходит профили-предшественники.

На фиг.5 представлены графики зависимостей величины коэффициента момента C_mo от числа М. Кривая 19 - испытанная в АДТ реализация профиля с кабрирующим моментом C_mo>0, кривая 20 - расчетная реализация профиля с пикирующим моментом C_mo<0, маркеры 21 - профиль-прототип и профиль-аналог.

Таким образом, аэродинамический профиль поперечного сечения несущей поверхности, спроектированный в соответствии с сущностью данного изобретения, имеет, по сравнению с известными профилями, преимущество в совокупности величин критического числа Маха и коэффициента максимальной подъемной силы.

Расчеты показывают, что изменение углов между касательными к нижней и верхней частям контура и хордой у задней кромки профиля, спроектированного в соответствии с сущностью данного изобретения, и небольшое изменение хвостовой части контура в пределах, указанных в таблице, позволяют получать необходимый кабрирующий или пикирующий момент при нулевой подъемной силе.

Данный аэродинамический профиль может применяться также на других несущих поверхностях, например стабилизаторах летательных аппаратов.