Результат интеллектуальной деятельности: ЛОПАСТЬ НЕСУЩЕГО ВИНТА ВЕРТОЛЕТА

Изобретение относится к области авиации, а именно к аэродинамической компоновке лопастей несущих винтов винтокрылых летательных аппаратов.

Известна лопасть винта (Патент RU №2123453 от 15.12.96 г., В64С 11/16, 11/18), на которой часть размаха лопасти занимает аэродинамический профиль, описание геометрии профиля приводится в формуле этого изобретения-прототипа.

Лопасть винта с поперечным сечением в виде аэродинамического профиля, имеющего 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, отличающаяся тем, что передняя кромка профиля лопасти имеет радиус округления верхней части контура, находящийся в диапазоне 0,017 В-0,023 В и радиус скругления нижней части, находящийся в диапазоне 0,006 В-0,0085 В, максимальная относительная толщина профиля находится в диапазоне 0,105-0,109 и расположена на расстоянии Х=0,33 В-0,38 В, измеренном от передней кромки профиля вдоль его хорды, а отнесенные к длине хорды профиля ординаты точек верхней части контура Ув/В и нижней части контура Ун/В, расположенные на относительных расстояниях Х/В, измеренных вдоль его хорды, находятся в диапазонах, приведенных в следующей таблице.

Этот аэродинамический профиль обладает относительно высоким аэродинамическим качеством, что сказано в патенте №2123453, где эта характеристика сопоставляется с аэродинамическим качеством американского профиля NACA 23012 (NACA Report №824, 1945 г.).

Однако аэродинамический профиль лопасти винта (патент RU №2123453) обладает существенными недостатками.

Коэффициент аэродинамического момента профиля при нулевой подъемной силе (m_zo=m_z(С_у=0)≈+0,005) определенно положительный, что увеличивает как переменную, так и постоянную составляющую нагрузок, передающихся от лопасти на проводку управления винтом и на силовые гидроцилиндры управляющих бустеров.

Желательная величина m_zo≈-0,01...-0,015, т.е. отличается по величине в 2-3 раза и по знаку от момента профиля прототипа. Неудовлетворительная величина m_zo является следствием излишней S-образности средней линии профиля-прототипа в кормовой его части на 70-100% хорды.

Вторым существенным недостатком геометрии профиля-прототипа являются слишком малые радиусы кривизны носовой части профиля вблизи передней его кромки. Величина радиуса верхней носовой части 0,017-0,023, а нижней носовой части 0,006-0,0085 от хорды профиля.

Известно, что малые радиусы носовой части профиля аэродинамически эффективны при небольших величинах коэффициентов С_у, т.е. лишь при малых углах атаки профиля, характерных для наступающей лопасти, но не обеспечивают необходимых параметров потока, обтекающего носовую часть лопасти при отрицательных С_у (конец наступающей лопасти), а также при больших положительных С_у (на отступающей лопасти), вследствие чего не обеспечивают необходимых величин аэродинамических моментов, подъемной силы и качества профиля лопасти.

Формула изобретения "Лопасть винта" патента RU №2123453 не содержит таких существенных геометрических параметров лопасти, как закон изменения толщины профилей по размаху лопасти, геометрическую крутку лопасти и ее форму в плане, от которых существенно зависит аэродинамическое качество лопастей, т.е. технический результат изобретения.

Технической задачей, решаемой заявляемым изобретением «Лопасть несущего винта вертолета», является нахождение оптимальной аэродинамической компоновки, обеспечивающей максимально возможное качество лопасти несущего винта и вертолета в целом как на режимах висения, так и в поступательном полете.

Под аэродинамической компоновкой лопасти несущего винта вертолета принято понимать форму, т.е. задаваемую численно координатами наружную поверхность лопасти, непосредственно обтекаемую воздушным потоком при висении или полете вертолета.

Аэродинамическая компоновка лопасти включает:

- координаты аэродинамических профилей лопастей - т.е. координаты кривых, образованных в сечениях поверхности лопасти плоскостями, нормальными к передней ее кромке или к оси лопасти;

- закон изменения максимальных толщин аэродинамических профилей по длине лопасти;

- геометрическую крутку лопасти, т.е. относительно комля углы поворота хорд вокруг продольной оси лопасти, расположенной на четверти хорд в сечениях по длине лопасти;

- форму в плане, т.е. величина хорды лопасти и форма в плане передней кромки по длине, в частности, форма законцовки лопасти и форма комлевой части.

Именно вся совокупность этих перечисленных характеристик определяет аэродинамическое качество лопасти несущего винта вертолета. Только лишь определенное оптимальное сочетание характеристик является достаточным для обеспечения высокого аэродинамического качества.

При проектировании заявляемой лопасти несущего винта вертолета решена также задача обеспечения малых величин переменных и постоянных нагрузок на лопасти и в системе управления лопастями винта.

В результате выполненных на ОАО «Камов» расчетных исследований на базе аэроупругих математических моделей были определены оптимальные законы изменения толщины профилей по размаху лопасти несущего винта вертолета, а также закон геометрической крутки сечений лопасти несущего винта вертолета по размаху (т.е. как функции радиуса сечений лопасти) и форма лопасти несущего винта вертолета в плане.

При расчетном анализе рассматривалась совокупность критериев оптимизации по аэродинамике, аэроупругости, прочности, конструкции, весу лопасти.

Эти закономерности являются оптимальными для лопастей определенного класса вертолетов.

Технический результат достигнут тем, что в предлагаемой аэродинамической компоновке лопасти несущего винта вертолета использованы оптимальные параметры аэродинамической компоновки лопасти несущего винта вертолетов определенного класса при наличии совокупности ограничений (весовых, конструктивных, аэроупругих, прочностных).

Как сказано выше, оптимальные параметры вычислены в результате выполненных на ОАО «Камов» расчетных исследований на базе аэроупругих математических моделей.

Технический результат достигнут тем, что лопасть несущего винта вертолета, включающая комлевую и аэродинамически профилированную части, имеющую хорду В, радиусы округления носовой части профиля, координаты верхней и нижней части профиля и координаты максимальной относительной толщины профиля, хвостовую пластину, имеет несколько аэродинамических профилей, и аэродинамические профили нормальных продольной оси лопасти сечений в диапазоне относительных радиусов от 0,5-0,6 до 1,0 имеют относительную толщину 0,109-0,121 хорды профиля, при этом координаты максимальной относительной толщины находятся в диапазоне 0,32-0,46 хорды профиля, при этом радиус единой для верхней и для нижней частей контура профиля касательной окружности носка профиля составляет 0,012-0,026 хорды профиля, а максимальная кривизна средней линии профиля равна 0,02-0,025 хорды и расположена в диапазоне 0,20-0,40 хорды, причем на задней кромке угол между касательной к средней линии и хордой не положителен и составляет 0...2°, а отнесенные к хорде В профилей ординаты точек верхней части контура Ув/В и нижней части контура Ун/В, расположенных от передней кромки на расстояниях Х/В, находятся в диапазонах, приведенных в данной Таблице 1, при этом аэродинамические профили комлевых сечений от относительных радиусов в диапазоне 0,20-0,30 до типовой части на относительных радиусах в диапазоне 0,5-0,6 образованы близкими к линейчатым поверхностями, натянутыми на контуры аэродинамических профилей базовых сечений, геометрическая крутка комлевых сечений нулевая, а от сечений в диапазоне 0,20-0,30 до законцовки, близка к линейной и составляет 8...10°, оперенная часть лопасти начинается от относительных радиусов 0,20-0,35, хвостовая пластинка имеет ширину 0,04-0,14 хорды профиля без пластинки, угол отгиба которой относительно хорды профиля находится в диапазоне ±5°, а отнесенная к хорде профиля толщина хвостовой пластины равна 0,007-0,014.

Существо предлагаемого технического решения поясняется чертежами, где

- на Фиг.1 изображен общий вид лопасти;

- на Фиг.2 - форма лопасти в плане;

- на Фиг.3 - изменение по длине лопасти геометрической крутки сечений;

- на Фиг.4 показан оптимальный закон изменения относительных толщин профилей по длине лопасти;

- на Фиг.5 - носовая часть профиля лопасти при относительных величинах радиуса носовой части 0,012-0,026 от хорды лопасти без хвостовой пластинки в сравнении с аналогичной для патента-прототипа RU №2123453;

- на Фиг.6 показана форма осевой дуги аэродинамического профиля данного технического решения, обеспечивающая коэффициент момента m_zo≈-0,01...-0,025, и осевая дуга профиля прототипа;

- на Фиг.7 показана форма аэродинамического профиля типовой части лопасти в соответствии с таблицей координат.

В соответствии с существом предлагаемого изобретения лопасть несущего винта вертолета изображена на Фиг.1 и состоит из комлевой 1, переходной 2 и типовой 3 частей, а также законцовки 4. Переходная 2 и типовая 3 части, законцовка 4 аэродинамически профилированы. Ось вращения лопасти 5. На типовой части 3 установлены профили в соответствии с формулой предлагаемого изобретения.

Как видно на Фиг.2, форма лопасти несущего винта вертолета в плане прямоугольная, постоянной хорды В.

При этом оперенная часть лопасти 6 начинается с относительных радиусов 0,20-0,25 для лопастей верхнего винта и относительных радиусов 0,25-0,30 для лопастей нижнего винта.

Хвостовая пластина 7 включена в конструкцию лопасти и образует форму хвостовой части ее поверхности.

Как показывают результаты расчетов и летных испытаний, эта форма лопасти оптимальна при соответствующей геометрической крутке сечений на Фиг.3.

Как показывают данные расчетов и летных испытаний при указанных соотношениях, аэродинамическое качество винта максимально как на висении, так и в поступательном полете.

Изображенная на Фиг.3 геометрическая крутка оперенной части 8 и комлевой части 9 обеспечивает высокое аэродинамическое качество лопасти. На Фиг.4 показано оптимальное изменение относительных толщин профилей по длине лопасти 10, при котором не только обеспечивается высокое аэродинамическое качество, но и высокая статическая и усталостная прочность лопасти, а также необходимый спектр собственных частот лопасти.

На Фиг.5 видно, что относительные радиусы 11 носовой части профиля в 2-3 раза больше радиусов 12 нижней части профиля прототипа. Диапазон относительных радиусов 11 несколько больше диапазона радиусов 13 верхней части профиля прототипа.

На Фиг.6 сопоставлены формы осевой дуги 14 предлагаемого технического решения и осевой дуги 15 профиля прототипа. Форма осевой дуги профиля, особенно хвостовой его части (от 80% хорды и далее) определяет величину и пикирующее или кабрирующее направление действия аэродинамического момента. Как показывают данные расчетов и летных испытаний, предлагаемая форма осевой дуги 14 обеспечивает необходимую величину пикирующего момента, необходимого для минимизации скручивающих лопасть нагрузок и оптимального махового движения лопастей.

На Фиг.7 сопоставлены форма 16 предлагаемого аэродинамического профиля и форма 17 профиля прототипа. Для большей наглядности носовые части изображены на Фиг.5, а хвостовые на Фиг.6.

В отличие от всех известных предлагаемое техническое решение позволяет достичь максимально высокого аэродинамического качества, малых величин нагрузок, аэроупругой устойчивости лопастей на всех режимах полета.