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÷10,5<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 комлевой части занимают комлевую часть размаха лопасти, и во многом их аэродинамические характеристики влияют на аэродинамические характеристики несущего винта на всех режимах полета.

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

а) величина коэффициента максимальной подъемной силы профиля С_уmax при характерных значениях чисел Маха М<0,5;

б) значения максимального аэродинамического качества K_max=max (С_y/С_xp) в диапазоне чисел М<0,5;

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

Аэродинамические характеристики профилей в соответствии с пунктами (а-в) 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 различных серий NACA, используемые для комлевых сечений лопастей винта вертолета, в частности профиль NACA-23015 (NACA Report, №824, 1945, с.101, 147), имеющий С/В=15%, хорду длиной В и отнесенные к длине хорды профиля ординаты точек верхней части контура У_В/В и нижней части контура У_Н/В, расположенные на относительных расстояниях Х/В, измеренных вдоль его хорды, приведенные в таблицах. Недостатком профиля NACA-23015 является относительно низкая несущая способность С_уmax при числах М<0,5.

Задача данного изобретения состоит в разработке контура аэродинамического профиля с увеличенной несущей способностью (а), не уступающего профилю-прототипу по величинам максимального аэродинамического качества (б), имеющего малые положительные или малые отрицательные величины коэффициента аэродинамического момента (в) при нулевой подъемной силе С_mo в эксплуатационном диапазоне чисел М.

Технический результат данного изобретения состоит в увеличении коэффициента максимальной подъемной силы лопасти и обеспечении малого отрицательного или положительного коэффициента аэродинамического момента профиля лопасти при нулевой подъемной силе.

Технический результат достигается тем, что аэродинамический профиль поперечного сечения несущей поверхности, содержащий хорду длиной В, 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 скругления верхней части контура R_B, находящимся в диапазоне 0,012 В÷0,017 В, и радиус скругления нижней части контура RH, находящийся в диапазоне 0,006 В÷0,0012 В, максимальная относительная толщина профиля С находится в диапазоне 0,149 В÷0,157 В и расположена на расстоянии Х=0,24 В÷0,45 В, измеренном от передней кромки профиля вдоль его хорды, при этом расстояние Y_B, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вверх до верхней части контура возрастает от передней кромки профиля до своего максимального значения Y_вmax=0,0851 B÷0,0887 B, расположенного в диапазоне Х=0,24 В÷0,4 В, и далее это расстояние монотонно и плавно убывает к задней кромке профиля таким образом, что выпуклая передняя часть контура верхней поверхности профиля при Х>0,7 В 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 -8°÷0°, при этом расстояние Y_H, 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»0654 B÷0,0688 B при Х=0,32 В÷0,46 В и далее монотонно и плавно убывает к задней кромке профиля таким образом, что выпуклая передняя часть контура нижней поверхности профиля при Х>0,7 В состыкована с его вогнутой хвостовой частью, а угол между касательной к нижней части контура и хордой профиля у задней кромки составляет 0°÷8°, при этом отнесенные к длине хорды профиля ординаты точек верхней части контура y_в/В и нижней части контура y_н/В, расположенные по оси абсцисс с относительными координатами x/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_B для верхней части контура и К_H для нижней части контура и безразмерные радиусы скругления 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, 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 комлевых сечений лопасти (r/R<0,4÷0,5) являются значения чисел М<0,5 и значения Су=0,5÷0,7; в крейсерском полете профили идущей вперед лопасти обтекаются потоком при значениях чисел М<0,6 и С_у≈0,1÷0,2; а на отступающей лопасти характерными являются значения чисел М<0,4 и С_у≈С_уmax.

Для обеспечения малых затрат мощности на преодоление профильного сопротивления лопастей на режимах висения необходимо обеспечение возможно более высокого уровня аэродинамического качества профилей. 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 С_уmax 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 С_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.

Предлагаемые аэродинамические профили соответствуют совокупности перечисленных требований при приемлемых характеристиках по условиям конструктивной реализуемости лопастей (относительной толщине профиля, плавности контура, формам передней и задней кромок).

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

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

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

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

Фиг.4 представляет полученную экспериментально зависимость C_ymax (М) аэродинамического профиля, спроектированного в соответствии с данным изобретением, в сравнении с прототипом.

Фиг.5 представляет полученную экспериментально моментную характеристику С_mo(М) при С_у=0 аэродинамического профиля, спроектированного в соответствии с данным изобретением в сравнении с прототипом.

Фиг.6 представляет участок лопасти с пластиной-триммером.

Контур 1 аэродинамического профиля лопасти, спроектированного в соответствии с данным изобретением и имеющего максимальную относительную толщину С/В в диапазоне 0,149 В÷0,157 В, приведен на фиг.1 в сравнении с контуром 2 профиля-прототипа (для большей наглядности масштаб рисунка по оси у/В увеличен).

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 x/В, направленной вдоль хорды 7 профиля и осью y/В, направленной перпендикулярно оси x/В.

Верхняя часть контура имеет переднюю кромку с радиусом скругления R_B, равным 0,012 В÷0,017 В, участок задней кромки и две протяженные зоны между ними. В передней зоне 8 расстояние Y_B, 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_вmax=0,0851 В÷0,0887 В, расположенного в диапазоне Х=0,24 В÷0,4 В.

К зоне 8 примыкает хвостовая зона 9, внутри которой расстояние Y_B монотонно и плавно убывает к задней кромке профиля таким образом, что выпуклая передняя часть контура верхней поверхности профиля при Х>0,7 В 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 -8°÷0°.

Нижняя часть контура имеет переднюю кромку с радиусом скругления R_H, равным 0,006 В÷0,0012 В, участок задней кромки и две протяженные зоны между ними. В передней зоне 10 расстояние Y_H, 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=0,0654 В÷0,0688 В при Х=0,32 В÷0,46 В.

К зоне 10 примыкает хвостовая зона 11, внутри которой Y_H монотонно и плавно убывает к задней кромке профиля таким образом, что выпуклая передняя часть контура нижней поверхности профиля при Х>0,7 В состыкована с его вогнутой хвостовой частью, а угол между касательной к нижней части контура и хордой профиля у задней кромки составляет 0°÷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 0,15 В, при этом угол его отклонения относительно хорды профиля составляет -5°÷5°. Изменение длины такого элемента и его отклонение от хорды обеспечивает изменение моментных характеристик профиля. Как известно из результатов испытаний профилей с такими элементами, для обеспечения высоких аэродинамических характеристик профиля угол отклонения хвостовой части относительно его хорды составляет -5°÷5°.

Форма контуров профилей 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 выбранной пластиной-триммером 12 (фиг.6) обеспечивает благоприятные характеристики продольного момента предлагаемых профилей - малую положительную или отрицательную величину С_mo в рабочем диапазоне чисел М.

Гладкость профилей по данному изобретению обеспечивается непрерывным и плавным изменением кривизны его контура вдоль хорды профиля. Распределение кривизны k одного из вариантов 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 y_В/В и нижней y_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, значения множителей 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 контура профиля от его хорды и плавным изменением кривизны контура). Форма контуров профилей по данному изобретению определена таким образом, что в передней зоне 8 верхней части контура профиля обеспечивается меньший (по сравнению с прототипом) уровень разрежения потока при максимальной подъемной силе профиля в диапазоне чисел М=0,3÷0,5. Форма хвостовой зоны верхней части контуров профилей 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 контуров профилей обеспечиваются сравнительно низкие уровни разрежения потока в их передней и хвостовой зонах, плавное его торможение в хвостовой зоне и, соответственно, малое сопротивление профилей.

Форма контуров профилей в хвостовых зонах при рационально выбранных параметрах присоединенного к задней кромке дополнительного элемента обеспечивает благоприятные характеристики продольного момента - небольшую положительную или отрицательную величину С_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=0,154 и дополнительным элементом длиной, составляющей 5,6% его хорды при угле отклонения 0°).

На фиг.4 представлены графики зависимостей коэффициентов максимальной подъемной силы С_уmax сравниваемых профилей от значений чисел М в рабочем диапазоне М=0,35÷0,5, иллюстрирующие заметное (около 12%) превосходство предлагаемого профиля по сравнению с профилем-прототипом (кривая 16 - предлагаемый профиль, кривая 17 -профиль-прототип).

На фиг.5 представлены графики зависимостей величины коэффициента продольного момента С_mo от числа М. Кривая 18 - предлагаемый профиль, кривая 19 - профиль-прототип. Испытанный в АДТ профиль имеет небольшой кабрирующий момент, профиль-прототип имеет небольшой пикирующий момент.

Таким образом, аэродинамический профиль, спроектированный в соответствии с сущностью данного изобретения, имеет по сравнению с профилем-прототипом значительное преимущество в величине коэффициента максимальной подъемной силы, даже при более кабрирующем моменте.

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 также необходимый пикирующий момент.

Данные аэродинамические профили могут применяться также на других несущих поверхностях, например стабилизаторах летательных аппаратов.