Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата Российский патент 2022 года по МПК B64C27/467 B64C11/18 

Изобретение относится к области авиации, в частности к профилю лопасти несущего винта летательного аппарата, а более конкретно к профилю концевой части лопасти. Аэродинамический профиль НЦВ-3 несущего элемента летательного аппарата содержит контуры верхней и нижней поверхности. Толщина профиля определяется в процентах отношением максимальной толщины профиля к хорде и составляет от 8 до 15%.

При проектировании лопасти несущего винта современного вертолета необходимо обеспечить компромиссное решение при выборе частоты вращения винта: с одной стороны - уменьшение числа Маха конца наступающей лопасти позволяет ослабить проявление эффектов сжимаемости воздуха; с другой стороны - увеличение окружной скорости конца лопасти приводит к уменьшению зоны срыва и обратного обтекания на диске несущего винта.

Основным источником срыва воздушного потока в концевой части лопастей несущего винта вертолета является отрыв пограничного слоя потока, обтекающего профиль лопасти. В пограничном слое, как ламинарном, так и турбулентном, образуются интенсивные вихревые потоки, вследствие чего происходит увеличение толщины и последующий отрыв пограничного слоя. Сходя с поверхности лопасти, эти вихри образуют вихревой след. Вихри, срывающиеся с лопастей, периодически ударяют по конструкции вертолета, что вызывает тряску вертолета и вибрацию отдельных его частей.

Известен аэродинамический профиль поперечного сечения несущей поверхности (патент RU 2558539, В64С 27/467, публ. 10.08.2014 г.), который имеет хорду длиной В. Передняя кромка профиля скруглена, задняя кромка заострена или затуплена. Кромки расположены на концах хорды профиля и соединены между собой гладкими линиями верхней и нижней частей контура профиля. Передняя кромка профиля лопасти имеет радиусы округления верхней части контура в диапазоне 0,009В÷0,017В, а нижней части контура R_н - в диапазоне 0,006В÷0,013В. Максимальная относительная толщина профиля С находится в диапазоне 0,092В÷0,098В и расположена на расстоянии Х=0,24В÷0,45В от передней кромки профиля вдоль его хорды.

Известен профиль NACA-23012, наиболее близкий к заявляемому изобретению (4.3 книги "Вертолеты. Расчет и проектирование". - М.: Машиностроение, 1966), контур которого образован наложением гладкого контура симметричного профиля NACA-0012, описываемого дробно-степенным полиномом, на среднюю линию (по нормали к ней), составленную из носовой части - кубической параболы и хвостовой прямолинейной части, состыкованных без излома и разрыва кривизны контура. Полученная таким образом форма контура профиля-прототипа определяет его аэродинамические характеристики при обтекании воздушным потоком. Основные характеристики профиля NACA-23012 приведены в учебном пособии «Аэродинамические характеристики профиля крыла», В.А. Фролов, - Самара, 2007 г., стр. 21, 23, 28).

Технической проблемой, решаемой заявляемым изобретением, является усовершенствование конструкции несущего винта вертолета за счет аэродинамического профиля, имеющего повышенную подъемную силу на больших числах Маха и минимальное сопротивление, что позволит обеспечить высокую несущую способность лопасти и снизить нагрузки и вибрации, возникающие при срыве потока на концах лопастей; улучшение основных аэродинамических характеристик профиля для концевых сечений лопастей винтов винтокрылых летательных аппаратов, получение хороших эксплуатационных характеристик.

Технический результат данного изобретения состоит в разработке контура аэродинамического профиля с приемлемой несущей способностью и величиной профильного сопротивления (по сравнению с известными профилями для концевых сечений лопастей несущих винтов) в диапазоне чисел М=0,5÷0,9 и CY>0,15, имеющего значительно более высокое качество, за счет меньшего сопротивления, а также более стабильное положение аэродинамического фокуса профиля на основных режимах обтекания в рабочем диапазоне чисел М.

Для достижения технического результата предложен аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата, который состоит из верхнего и нижнего контура, образованного выпуклыми кривыми и точками их пересечений с заданными координатами относительно хорды профиля, координаты выпуклых кривых отсчитываются от средней линии профиля: верхняя добавляется, нижняя вычитается, координаты определены следующими отношениями, которые рассчитаны для толщины 9% и приведены в таблице 1, где

при этом координаты определены следующими отношениями:

Х/b - отношение координат точек контуров по оси X к длине хорды профиля,

Ycp/b - отношение координат точек средней линии по оси Y к длине хорды профиля,

Yконтур/b - отношение координат точек верхнего и нижнего контуров по оси Y к длине хорды профиля,

параметр по оси X вычисляют по формуле [1]:

X - координата профиля по оси X, м,

b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м,

верхний контур вычисляют по формуле [2]:

Yверх - координата верхней линии профиля, м,

b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м,

нижний контур вычисляется по формуле [3]:

Yниж - координата нижней линии профиля, м;

b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м.

Значения данных координат для толщины 9% приведены в таблице 1.

Кроме того, профиль относится к концевым сечениям лопасти.

При этом толщина профиля определяется в процентах отношением максимальной толщины профиля к длине хорды и составляет от 8 до 15%.

Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата, спроектированный в соответствии с сущностью данного изобретения, имеет по сравнению с известными концевыми сечениями лопастей несущих винтов значительные преимущества в основных аэродинамических характеристиках.

Преимущества профиля, разработанного на основе данного изобретения, по сравнению с профилем-прототипом, поясняются чертежами:

фиг. 1 График зависимости коэффициента максимальной подъемной силы от числа Маха для концевой части несущей лопасти;

фиг. 2 График зависимости коэффициента силы сопротивления от числа Маха;

фиг. 3 График зависимости качества от числа Маха,

фиг. 4 График зависимости положения фокуса профиля от числа Маха.

Получение профилей, относительная толщина которых находится в промежутке от 8 до 15%, осуществляется путем умножения ординат, приведенных в таблице на отношение относительной толщины желаемою профиля.

Результаты теоретических исследований были проверены расчетным путем в пакете программ вычислительной аэродинамики (CFD) и проиллюстрированы на графиках (фиг. 1-4).

На фиг. 1 показана зависимость коэффициента максимальной подъемной силы Сушах от числа Маха.

На фиг. 2 показано примерно равное профильное сопротивления с NACA-23012.

Максимальное качество профиля НЦВ-3 при числе Маха 0,7 больше более чем в 2 (два) раза (фиг. 3).

На фиг. 4 можно видеть более стабильное положение фокуса профиля ПЦВ-3 в диапазоне чисел Маха 0,6÷0,9.

Таким образом, аэродинамический профиль лопасти винта, спроектированный в соответствии с сущностью данного изобретения, обладает приемлемой несущей способностью и низким профильным сопротивлением, а также значительно более высоким качеством. Помимо указанных преимуществ, профиль НЦВ-3 имеет более стабильное положение фокуса при изменении чисел Маха, а также позволяет обеспечить пониженное сопротивление на больших числах Маха.

Изобретение относится к области авиации, в частности к профилю лопасти несущего винта летательного аппарата, а более конкретно к профилю концевой части лопасти. Аэродинамический профиль НЦВ-3 несущего элемента летательного аппарата содержит контуры верхней и нижней поверхности. Толщина профиля определяется в процентах отношением максимальной толщины профиля к хорде и составляет от 8 до 15%. Аэродинамический профиль лопасти несущего винта летательного аппарата включает в себя верхний и нижний контуры, образованные выпуклыми кривыми и точками их пересечений с заданными координатами относительно хорды профиля. Координаты выпуклых кривых отсчитывают от средней линии профиля, при этом верхнюю координату добавляют, а нижнюю вычитают. Обеспечивается приемлемая несущая способность, низкое профильное сопротивление, более высокое качество, стабильное положение фокуса при изменении чисел Маха. 2 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

1. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата, содержащий верхний и нижний контуры, образованные выпуклыми кривыми и точками их пересечений с заданными координатами относительно хорды профиля, отличающийся тем, что координаты выпуклых кривых отсчитывают от средней линии профиля, при этом верхнюю координату добавляют, а нижнюю вычитают, координаты определены следующими отношениями, которые рассчитаны для толщины 9% и приведены в таблице 1, где

Х/b - отношение координат точек контуров по оси X к длине хорды профиля,

Ycp/b - отношение координат точек средней линии по оси Y к длине хорды профиля,

Yконтур/b - отношение координат точек верхнего и нижнего контуров по оси Y к длине хорды профиля,

параметр по оси X вычисляют по формуле [1]:

X - координата профиля по оси X, м,

b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м,

верхний контур вычисляют по формуле [2]:

Yверх - координата верхней линии профиля, м,

b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м,

нижний контур вычисляется по формуле [3]:

Yниж - координата нижней линии профиля, м;

b - длина хорды, на которую нужно пересчитать профиль, м.

2. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что профиль относится к концевым сечениям лопасти.

3. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что толщина профиля определяется в процентах отношением максимальной толщины профиля к длине хорды и составляет от 8 до 15%.