ЛОПАСТЬ НЕСУЩЕГО ВИНТА ВЕРТОЛЕТА

Изобретение относится к области авиации, в частности к аэродинамической компоновке лопасти несущего винта винтокрылого аппарата.

Известна лопасть несущего винта (патент RU №2191717 от 05.06.1998, В64С 11/18, В64С 27/46), аэродинамическая компоновка которой рассчитана на работу несущего винта в околозвуковом диапазоне скоростей при низком уровне подъемной силы.

Известна лопасть несущего винта (патент RU №2123453 от 15.12.1996, В64С 11/16, В64С 11/18) с однотипным по размаху лопасти аэродинамическим профилем. Известный аэродинамический профиль, как изолированный объект, обладает относительно высокими аэродинамическими качествами, но при формировании лопасти, как несущего объекта, только из одного типа профиля не позволяет обеспечить лопасть необходимыми аэродинамическими качествами ввиду:

- неудовлетворительного по знаковому признаку (явно положительному, см. фиг.6) коэффициента аэродинамического момента m_zo при нулевой подъемной силе (C_y=0) вследствие излишней S-образности средней линии профиля;

- отсутствия закона изменения толщины сечения профиля по размаху лопасти, что затрудняет удовлетворения условия прочности и обеспечения необходимой балансировки лопасти по хорде;

- отсутствия крутки лопасти - как существенного параметра, влияющего на аэродинамическое качество несущего винта в целом.

Известна лопасть несущего винта вертолета (патент RU №2314230 от 14.06.2006, В64С 27/46), аэродинамическая компоновка которой включает несколько типов аэродинамических профилей по размаху лопасти, показана форма лопасти в плане с постоянной хордой В по длине лопасти и наличием законцовки, даны изменения толщины сечения профилей по длине лопасти, закон крутки лопасти, приведена таблица координат типового участка лопасти в диапазоне текущих относительных радиусов от (0,5-0,6)R до 1,0R. По совокупности отличительных признаков упомянутый патент принят за прототип.

Анализ отличительных признаков известной лопасти показал, что заявленное в патенте RU №2314230 распределение относительных толщин профилей С/В по размаху лопасти конкретизировано только для типовой части лопасти, значение которых, как следует из формулы, составляет 0,109-0,121 хорды профиля. А для переходной части лопасти - от 0,25R до 0,55R, которая составляет до 45% несущей части лопасти, распределение относительных толщин С/В профилей представлено в виде теоретического поля (см. фиг.4). Причем разброс значений относительных толщин С/В на каждом из упомянутых участков переходной части лопасти составляет не менее 33%. Этим самым не совсем корректно, как это следует из описания патента, переносить понятие об оптимальности на решения по изменению относительных толщин профилей на переходной части лопасти.

Что касается законцовки лопасти, то в материалах патента не отражены:

- форма законцовки в плане;

- аэродинамическая профилировка поверхности законцовки;

т.е. не отражена вся совокупность характеристик аэродинамической компоновки лопасти, на что претендует прототип.

Начало оперенной части лопасти в прототипе указано с относительных радиусов 0,20-0,35, что косвенно свидетельствует о большом прогибе лопасти под действием собственного веса и как вынужденное следствие - затруднения в компоновочной совместимости несущего винта с конструкцией фюзеляжа, граничащего с областью динамической подвижности лопасти.

Справка. В соответствии с Приложением к патенту №2314230 о регистрации лицензионного договора на использование изобретения следует, что лицензионный Договор №РД0045296 от 20.12.2008 заключен с ОАО «Кумертауское авиационное производственное предприятие» на изготовление вертолета Ка-226. В «Руководстве по технической эксплуатации Ка226», книга 0. Вертолет, раздел 006.00.00 стр.3/4 июнь 10/05 на рис.1 «Общий вид вертолета и его основные размеры» приведена величина статического прогиба лопасти, равная 550 мм, что составляет до 9% от длины лопасти и подтверждает причину решения оперенной части лопасти прототипа.

Другим негативным следствием большого статического прогиба лопасти является критический свес лопасти от земли (в случае для вертолета Ка226 это 1630 мм), что делает небезопасным нахождения обслуживающего персонала вблизи вертолета при раскрутке и останове несущего винта.

При разработке заявляемой лопасти несущего винта вертолета преследовалась цель создания лопасти для легкого вертолета (в том числе и с соосным несущим винтом), обеспечивающей:

- высокое аэродинамическое качество в широком диапазоне скоростей полета вертолета;

- решение задачи низких нагрузок в системе управления лопастями за счет снижения шарнирного момента;

- малых величин статического прогиба лопасти, обеспечивающих безопасность при раскрутке и останове несущего винта.

Достижение указанной цели позволяет создать лопасть с параметрами, совокупность которых влияет на ключевой эксплуатационный критерий потребительского спроса на вертолет.

Результат предлагаемого технического решения достигается тем, что на лопасти несущего винта вертолета, содержащей комлевую и аэродинамические профилированные части, состоящие из нескольких типов аэродинамических профилей с хордой В, состыкованных по передней и задней кромкам, а по верхней и нижней частям контура профиля сечения соединенных семейством линейчатых поверхностей, натянутых на контуры прилегающих аэродинамических профилей, так, что образуют крутку лопасти, близкую к линейной, и аэродинамическую профилированную законцовку, причем аэродинамически профилированная часть лопасти в диапазоне относительных радиусов от 0,5R до (0,95-0,98)R, где R - радиус несущего винта, выполнена с постоянной относительной толщиной профиля в диапазоне значений 0,10В-0,095В, кроме того, радиусы скругления нижней и верхней частей носка профиля находятся в соотношении приблизительно 1:3, и их значения соотнесены с относительной толщиной профиля к хорде, а обводы верхней части контура профиля в диапазоне 0,30-1,0 хорды образованы выпуклыми и вогнутыми частями контура в виде радиусов, приблизительно равными 2,5В каждый, которые на участке от 0,62В до 0,72В сопряжены сплайном, нижний участок упомянутого профиля имеет выпуклую форму контура с размытым максимумом в диапазоне сплайна, при этом отнесенные к хорде В упомянутого профиля ординаты точек верхней части контура Y_в/B и нижней части контура Y_н/b, расположенные на относительных расстояниях Х/В от передней кромки профиля, приведены в таблице и диапазон ординат верхней (Y_в/B) и нижней (Y_н/b) частей контура на относительных расстояниях Х/В от 0,03 до 0,5 допускают изменения в пределах до +5%, а на больших Х/В - от 0,5 до 0,98 - в пределах до +10%, аэродинамические профили на относительных радиусах 0,4R, 0,3R и 0,2R выполнены с переменной относительной толщиной профиля к хорде, изменения значений которых последовательно возрастают на каждом из упомянутых относительных радиусов приблизительно на 1/4 относительной толщины профиля на относительном радиусе 0,5R, а на участке относительных радиусов от (0,95-0,98)R до R форма лопасти в плане образована эллиптической кривой с относительной величиной полуосей, соответственно равной 0,34 и 0,68 хорды, формируя законцовку, поверхность которой образована дугами эллипсов, лежащих в плоскости, перпендикулярной плоскости поперечных сечений этого участка лопасти, и по касательной вписанных в контур соответствующих сечений, оперенная часть лопасти начинается с относительного радиуса (0,13-0,15)R, a геометрическая крутка сечений лопасти в диапазоне относительных радиусов от 0,2R до (0,95-0,98)R составляет ≈7°.

Предлагаемое техническое решение лопасти поясняется чертежами, где:

- на фиг.1 показан общий вид лопасти;

- на фиг.2 показано формообразование носка профиля;

- на фиг.3 показано формообразование верхней задней части контура профиля, интегрированного с нижней задней частью контура профиля прототипа;

- на фиг.4 показана форма аэродинамического профиля для диапазона относительных радиусов от 0,5R до 0,98R в соответствии с таблицей координат;

- на фиг.5 показан пример формирования носика переходной части лопасти на относительном радиусе 0,2R;

- на фиг.6 приведена форма законцовки лопасти в плане (место А, фиг.1);

- на фиг.7 показано продольное сечение законцовки по Е-Е фиг.6;

- на фиг.8 - совмещенные продольные сечения законцовки (вид Д, фиг.5);

- на фиг.9 приведено изменение относительных толщин С/В аэродинамических профилей по длине лопасти;

- на фиг.10 показан пример распределения моментов сопротивления изгибу W_x лопасти по ее длине;

- на фиг.11 показан пример компоновки несущего винта с предлагаемой лопастью на вертолете взлетным весом 1,5-2,0 т, обеспечивающей безопасный прогиб лопасти при раскрутке и останове несущего винта.

Лопасть 1 несущего винта вертолета в соответствии с предлагаемым ее техническим решением выполнена прямоугольной формы в плане с постоянной по радиусу R несущего винта хордой В.

Лопасть 1 состоит из комлевой части 2, аэродинамически профилированных частей - переходной части 3 в диапазоне относительных радиусов от 0,2R до 0,5R, типовой части 4 в диапазоне относительных радиусов от 0,5R до (0,95-0,98)R и законцовки 5.

Лопасть вращается на оси 6 с угловой скоростью .

Оперенная часть лопасти 1 начинается с относительных радиусов (0,13-0,15)R комлевой части 2 и в диапазоне относительных радиусов от 0,2R до (0,95-0,98)R имеет близкую к линейной геометрическую крутку Δφ≈7°.

Принятая крутка Δφ лопасти позволяет, как показывают результаты расчетных исследований, получить на несущем винте КПД не хуже 0,70-0,73 и обеспечить, по сравнению с прототипом, более равномерное распределение аэродинамической нагрузки на лопасть (см. М.Л. Миль и др. Вертолеты, расчет и проектирование, том 2. М., Машиностроение, 1967, стр.81-83, формулы: 7.35; 7.37;.7.39, в которых геометрическая крутка Δφ является существенной составляющей аэродинамической нагрузки p_о).

Аэродинамическая профилировка переходной части 3 лопасти 1 выполнена как минимум из двух типов аэродинамических профилей с переменной относительной толщиной профиля к хорде (С/В), где С - толщина профиля (типы применяемых профилей условно не приведены).

Типовая часть 4 лопасти 1 выполнена из однотипных аэродинамических профилей с постоянной относительной толщиной профиля в диапазоне значений 0,10В-0,095В.

Это обеспечивает меньшее профильное сопротивление лопасти по сравнению с прототипом и возможность стабильного продвижения режимов работы несущего винта до чисел Маха≈0,6-0,8 с коэффициентом подъемной силы C_ymax не ниже 0,7 (см. П.Р. Пейн «Динамика и аэродинамика вертолета», М., Оборонгиз, 1963, стр.17, фиг.1.4).

Контур носка 7 типовой части 4 аэродинамического профиля в отличие от прототипа образован радиусами скругления r_н - 8 и r_в - 9 нижней 10 и верхней 11 образующих контура профиля в соотношении приблизительно 1:3 соответственно с точкой 12 плавного сопряжения упомянутых радиусов на хорде профиля.

Значения радиусов 8 и 9 соотнесены с толщиной профиля С для обеспечения плавного перехода к контурам носков переходной части 3 лопасти 1 и определяются из соотношения:

r_в/н≈k_в/н*C,

где

k_в≈0,266-0,272; k_н=0,090-0,093.

Обводы верхней части 13 контура аэродинамического профиля типовой части 4 лопасти 1 в диапазоне 0,30-1,0 хорды образованы радиусами r_вып и r_вог, приблизительно равными 2,5В, формирующими соответственно выпуклую 14 и вогнутую 15 части контура.

На участке диапазона от 0,62В до 0,72В радиусы r_вып и r_вог сопряжены сплайном 16. Обводы нижней части 17 контура аэродинамического профиля имеют выпуклую кривизну с размытым максимумом на участке 18 в диапазоне размещения сплайна 16.

На фиг.4 показан аэродинамический профиль типовой части 4 лопасти 1, контур которого выполнен в соответствии с таблицей координат и законами построения контура носка 7 профиля (см. фиг.2) и обводов частей 13 и 17 (см. фиг.3).

Диапазон относительных ординат верхней (Y_в/В) и нижней (Y_н/В) частей контура на относительных расстояниях Х/В от 0,03 до 0,5 допускают изменения в пределах до +5%, а на больших Х/В - от 0,5 до 0,98 - в пределах до +10%.

Вогнутость профиля f не превышает 0,024В, что обеспечивает минимизацию перемещения центра давления профиля при изменении его угла атаки.

На фиг.5 для примера показан фрагмент одного из типов аэродинамических профилей 19 переходной части 3 на относительном радиусе 0,2R.

Значения радиусов 20 и 21, образующих контур носка 22 аэродинамического профиля 19, соотносятся со значениями однотипных радиусов 8 и 9 типовой части 4 лопасти 1 через коэффициент , значения которого лежат в диапазоне 2,43-2,46.

Так, радиус 21, образующий верхнюю часть контура носка 22, соотносится с аналогичным радиусом 9 контура носка 7 типовой части 4 соотношением:

где С_0,2 - толщина профиля на 0,2R.

На участке относительных радиусов от (0,95-0,98)R до R форма лопасти 1 в плане образована эллиптической кривой 23 с относительной величиной полуосей а и b, соответственно равных 0,34 и 0,68 хорды В профиля, формируя законцовку 5 лопасти 1.

Поверхность законцовки 5, как показано на фиг.7, образована дугами эллипсов 24 и 25, лежащих в плоскости, перпендикулярной плоскости поперечных сечений участка законцовки 5, и по касательной вписанных в контур соответствующих сечений лопасти 1.

Текущие значения полуосей a_i, b_i и b_j - эллипсов 24 и 25 по хорде В определяются границей пересечения эллипсов с поперечным контуром профиля. Причем, значения текущих полуосей b_i соответствует величине Y_в соответствующего текущего профиля на участке законцовки 5, a b_j - соответственно величине Y_н упомянутого профиля.

В приведенном на фиг.7 примере b_i и b_j соответствуют профилю законцовки 5 на относительном радиусе 0,98R.

На фиг.8 показана аэродинамическая поверхность законцовки 5, выполненная по предлагаемому техническому решению, из которой видно, что верхняя поверхность 26 как бы (условно) ориентирована вниз под углом γ от плоскости хорд 27.

Среднее значение угла γ лежит в границах 7 град.-10 град. А как показывают экспериментальные аэродинамические исследования (см. Gubarev В.A. Ignatkin Y.M. «Aerodynamic research connected with blade selection for Kamov 115 helicopter», Proceedings of 26^th European Rotorcr Forum, Netherlands, Hague, 26-29 Sept. 2000. р.р.18.1-18.5), законцовки с аналогичным углом отклонения верхней аэродинамической поверхности вниз от плоскости хорд обеспечивают:

- увеличение критического числа Маха до ≈0,8, что отодвигает «волновой кризис» на лопасти по скорости полета вертолета;

- снижение шарнирного момента лопасти;

- повышения относительного коэффициента полезного действия несущего винта в пределах не менее 3%.

Распределение относительных толщин С/В профилей лопасти 1 приведено на фиг.9. На переходной части 3 лопасти 1 на относительных радиусах 0,4R; 0,3R и 0,2R изменение относительной толщины профиля С/В последовательно возрастает на каждом из упомянутых относительных радиусов приблизительно на 1/4 относительной толщины профиля на относительном радиусе 0,5R типовой части 4 лопасти 1.

Выполнение лопасти по предлагаемому изменению относительных толщин аэродинамических профилей переходной части 3 позволяет получить необходимый характер распределения моментов сопротивления изгибу W_x лопасти (см. фиг.10), достаточный для обеспечения статического прогиба в пределах не более 3% длины лопасти.

Лопасть по предлагаемому техническому решению разработана для вертолета взлетным весом 1,5 т-2,0 т. И при диаметре несущего винта 9,0 м-10 м статический прогиб лопасти был в диапазоне не более 135-145 мм. Это обеспечивает, как показано на фиг.11, безопасное нахождение обслуживающего персонала под несущим винтом вертолета на режимах его раскрутки и останова.

Таким образом, лопасть, спроектированная в соответствии с сущностью данного изобретения, имеет по сравнению с прототипом преимущества в основных аэродинамических характеристиках в широком диапазоне скоростных режимов полета вертолета и обеспечивает безопасность эксплуатации вертолета на земле.