Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата Российский патент 2023 года по МПК B64C27/467 B64C11/18 B64C3/14 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к аэродинамическому профилю для концевых и средних сечений лопастей несущего винта и рулевого винта вертолетов или других видов летательных аппаратов.

Аэродинамический профиль НЦВ-3 несущего элемента летательного аппарата, как и другие известные профили аналогичного назначения, состоит из контуров верхней и нижней поверхности, описываемых набором их геометрических координат.

От геометрии верхней и нижней поверхности аэродинамического профиля, т.е. от формы контура, зависит характер его обтекания, т.е. распределение давления и скорости воздуха по этим поверхностям и, соответственно, распределение аэродинамических сил и моментов, возникающих на профиле при его обтекании. Таким образом, форма контура профиля определяет его аэродинамические характеристики при обтекании воздушным потоком.

Основные аэродинамические характеристики профилей, а именно коэффициент максимальной подъемной силы, коэффициент минимального лобового сопротивления, величина максимального аэродинамического качества, коэффициент момента тангажа при нулевой подъемной силе, положение аэродинамического фокуса, оказывают существенное влияние на максимальную несущую способность винта, на потребляемую им мощность на различных режимах полета, на уровень нагрузок в системе управления и устойчивость движения лопастей при работе винта.

Уровень техники

Известны аэродинамические профили лопастей несущего винта винтокрылых летательных аппаратов (CN 106314791 А, В64С 27/467, публ. 11.01.2017) с максимальной относительной толщиной 8%, 9%, 12%. Эти профили имеют модифицированную среднюю линию, вогнутость которой обеспечивает увеличение ламинарного участка обтекания профиля, что позволяет уменьшить аэродинамическое сопротивление.

Известен аэродинамический профиль средней части лопасти несущего винта вертолета (KR 20090069064 A, В64С 27/467; В64С 27/54, публ. 29.06.2009), состоящий из выпуклых нижней и верхней поверхностей, соединяющих переднюю и заднюю кромку профиля. Геометрическая форма этого аэродинамического профиля обеспечивает высокий коэффициент подъемной силы и угол атаки сечения лопасти при срыве потока, благодаря чему достигаются преимущества повышения маневренности вертолета, увеличения скорости полета и допустимой тяги лопасти.

Известна лопасть вертолета (JP 2001239997 А, В64С 11/18; В64С 27/467, публ. 04.09.2001), которая содержит аэродинамический профиль с большим радиусом скругления передней кромки, большой кривизной средней линии, плоской формой верхней и нижней поверхности центральной части поверхности профиля. Геометрия этого профиля обеспечивает низкий коэффициент момента тангажа, высокий коэффициент максимальной подъемной силы, высокое критическое число Маха, что позволяет снизить нагрузки на конструкцию, повысить скорость полета и увеличить полезную нагрузку.

Упомянутые аэродинамические профили не обеспечивают оптимального сочетания аэродинамических характеристик и имеют конкретное применение в модельном ряду летательных аппаратов для решения определенного ограниченного круга задач.

Известны принятые за прототип несимметричные профили серии NACA230XX с пятизначным цифровым обозначением, где последние две цифры XX - максимальная относительная толщина профиля в процентах его хорды (см., например, NACA Report No. 586, 1937, стр. 236; Кравец А.С., Характеристики авиационных профилей, М.-Л.: Оборонгиз, 1939, стр. 206-217; Ушаков Б.А. и др., Атлас аэродинамических характеристик профилей крыльев, М: БИТ НКАП при ЦАГИ, 1940, стр. 165-196; NACA Report No. 824, 1945, стр. 101, 146-150). Эти профили широко применяются в конструкции лопастей вертолетов.

Аэродинамические профили серии NACA230XX имеют вытянутую каплеобразную форму со скругленной передней кромкой, заостренной или затупленной задней кромкой, соединенных между собой участками контуров верхней и нижней поверхностей профиля. Контуры этих профилей образованы непрерывными гладкими линиями с плавно меняющейся кривизной посредством наложения контуров симметричных профилей (соответствующей толщины) на среднюю линию (по нормали к ней) неизменную для всей серии профилей. Максимальная относительная толщина серии профилей расположена на 30% длины хорды профиля, а средняя линия имеет максимальную относительную вогнутость 2% (по осевой дуге) и расположена на 15% длины хорды профиля. Полученная таким образом форма контура профиля-прототипа NACA23012 определяет его аэродинамические характеристики при обтекании воздушным потоком.

Недостатками профиля NACA23012 являются:

- сравнительно малые значения коэффициента максимальной подъемной силы профиля в диапазоне числа Маха от 0,3 до 0,6;

- сравнительно высокие величины коэффициента минимального лобового сопротивления профиля в диапазоне числа Маха от 0,3 до 0,76;

- сравнительно малые значения аэродинамического качества в диапазоне числа Маха от 0,3 до 0,9;

- сравнительно высокие величины коэффициента момента тангажа при нулевой подъемной силе C_m0 в диапазоне числа Маха от 0,3 до 0,65.

Раскрытие сущности изобретения

Техническая проблема, решаемая изобретением, состоит в разработке геометрии верхней и нижней поверхности контуров аэродинамического профиля НЦВ-3 несущего элемента летательного аппарата (далее - профиля) для концевых и средних сечений лопасти, который:

- имеет большие величины коэффициента максимальный подъемной силы С_{уа max} в диапазоне чисел Маха от 0,3 до 0,6 по сравнению с прототипом;

- имеет меньшие величины коэффициента минимального лобового сопротивления С_{ха min} в диапазоне чисел Маха от 0,3 до 0,76 по сравнению с прототипом;

- имеет бóльшие величины максимального аэродинамического качества K_max в диапазоне чисел Маха от 0,3 до 0,9 по сравнению с прототипом;

- имеет меньшие величины коэффициента момента тангажа при нулевой подъемной силе C_m0 в диапазоне числа Маха от 0,3 до 0,65 по сравнению с прототипом;

- имеет более заднее положение аэродинамического фокуса в диапазоне чисел Маха от 0,3 до 0,8 по сравнению с прототипом.

Указанные аэродинамические характеристики профилей оказывают основное влияние на потребляемую несущими и рулевыми винтами мощность, на уровень нагрузок на элементы конструкции в забустерной части управления, на максимальную несущую способность, коэффициент полезного действия и параметры движения лопастей несущего винта, рулевого винта и других несущих поверхностей летательного аппарата.

Технический результат применения изобретения заключается в улучшении основных аэродинамических характеристик профилей для концевых и средних сечений лопастей несущего или рулевого винтов за счет применения разработанного контура профиля, обеспечивающего максимально возможное качество лопасти и винта в целом, как на режимах висения, так и в поступательном полете, приемлемый низкий уровень переменных и постоянных нагрузок в несущей системе, а также аэроупругую устойчивость в широком диапазоне скоростей полета.

Для достижения технического результата предлагается аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата, включающий верхний и нижний контуры, образованные выпуклыми кривыми и точками их пересечений с заданными координатами относительно хорды профиля, имеющий скругленную переднюю кромку, причем относительные координаты линий контура , профиля, расположенные от передней кромки на относительных расстояниях для заданной длины хорды и максимальной относительной толщины профиля определяются соотношениями (1), (2):

где:

- относительная абсцисса точек контуров профиля, %;

- относительная ордината точек верхней линии контура профиля, %;

- относительная ордината точек нижней линии контура профиля, %;

- относительная ордината точек средней линии профиля, %;

- относительная ордината точек симметричной составляющей верхнего и нижнего контуров профиля, %;

- максимальная относительная толщина профиля, %;

C_MAX - максимальная толщина профиля, м;

X - абсцисса точек профиля, м;

Y_B - ордината точек верхней линии контура профиля, м;

Y_H - ордината точек нижней линии контура профиля, м;

В - длина хорды профиля, м,

при этом значения отнесенных к длине хорды В профиля ординат расположенных от передней кромки на расстояниях определяющих диапазон ординат для максимальной относительной толщины профиля приведены ниже:

Кроме того, максимальная относительная толщина профиля составляет от 8 до 15%.

При этом аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата может иметь заостренную, затупленную или скругленную заднюю кромку.

Кроме того, аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата допускает установку за задней кромкой профиля хвостовой пластины-триммера, имеющей в сечении форму прямоугольника или трапеции, в том числе криволинейной, длиной не более 15% хорды профиля без пластины, толщиной не более 1,5% хорды профиля, угол отгиба которой относительно хорды профиля находится в диапазоне от -5° до +10°.

Таким образом, достигается технический результат применения изобретения - улучшении основных аэродинамических характеристик профилей для концевых и средних сечений лопастей винтов за счет применения разработанного контура профиля, обеспечивающего максимально возможное качество лопасти и винта в целом, как на режимах висения, так и в поступательном полете, приемлемый низкий уровень переменных и постоянных нагрузок в несущей системе, а также аэроупругую устойчивость в широком диапазоне скоростей полета. Применение предлагаемого профиля позволяет повысить летно-технические и экономические характеристики, расширяет сферы применения и повышает конкурентоспособность летательного аппарата.

Краткое описание чертежей

Изобретение поясняется чертежами:

Фиг. 1 - Вариант контура профиля и графики зависимостей геометрических характеристик профиля в процентах от длины хорды профиля для максимальной относительной толщины

Фиг. 2 - Графики зависимостей коэффициентов максимальной подъемной силы C_{ya max} сравниваемых профилей от числа Маха.

Фиг. 3 - Графики зависимостей коэффициентов минимального лобового сопротивления C_{xa min} сравниваемых профилей от числа Маха.

Фиг. 4 - Графики зависимостей максимального аэродинамического качества K_max сравниваемых профилей от числа Маха.

Фиг. 5 - Графики зависимостей коэффициентов момента тангажа, определенного относительно передней кромки профиля, C_m0 при нулевой подъемной силе сравниваемых профилей от числа Маха.

Фиг. 6 - Графики зависимостей относительных координат аэродинамического фокуса сравниваемых профилей от числа Маха.

Осуществление изобретения

Предлагаемый профиль имеет скругленную переднюю кромку, заостренную, затупленную или скругленную заднюю кромку, соединенные между собой гладкими контурами верхней и нижней поверхностей профиля, передняя кромка выполнена с радиусом скругления, который плавно увеличивается вдоль хорды профиля длиной В так, что расстояние Y_B от хорды профиля по нормали к ней вверх до верхней части контура плавно возрастает от передней кромки профиля и в диапазоне координаты вдоль хорды X=0,25⋅В-0,35⋅В достигает своего максимального значения, верхняя часть контура плавно переходит из выпуклой в вогнутую. Передняя кромка нижней поверхности профиля выполнена скругленной с радиусом кривизны по нижней части контура. Расстояние Y_H от хорды профиля до его нижней поверхности плавно увеличивается от передней кромки и достигает своего максимального значения при X=0,3⋅В-0,45⋅В.

Предлагаемый профиль относится к концевым и средним сечениям лопасти и включает верхний и нижний контуры, образованные выпуклыми кривыми и точками их пересечений с заданными координатами относительно хорды профиля. Координаты выпуклых кривых отсчитываются от средней линии профиля: верхняя добавляется, нижняя вычитается.

Относительные координаты линий контура , профиля, расположенные от передней кромки на относительных расстояниях для заданной длины хорды и максимальной относительной толщины профиля определяются соотношениями (1), (2):

где:

- относительная абсцисса точек контуров профиля, %;

- относительная ордината точек верхней линии контура профиля, %;

- относительная ордината точек нижней линии контура профиля, %;

- относительная ордината точек средней линии профиля, %;

- относительная ордината точек симметричной составляющей верхнего и нижнего контуров профиля, %;

- максимальная относительная толщина профиля, %;

C_MAX - максимальная толщина профиля, м;

X - абсцисса точек профиля, м;

Y_B - ордината точек верхней линии контура профиля, м;

Y_H - ордината точек нижней линии контура профиля, м;

В - длина хорды профиля, м.

В таблице 1 (в первом, втором и третьем столбцах) приведены значения относительных абсцисс точек контуров профиля и соответствующие им относительные ординаты точек средней линии профиля и диапазоны ординат точек симметричной составляющей верхнего и нижнего контуров профиля . Расчет диапазонов относительных ординат точек верхней и нижней линии контура профиля выполняется по соотношениям (1), (2) соответственно. Пример расчета , для заданной максимальной относительной толщины профиля приведен в таблице 1 (в четвертом и пятом столбцах).

Размерность величин C_MAX, X, Y_B, Y_H, В, при построении профиля, может быть выбрана не только в метрах, но и в других единицах измерения длины.

Возможно построение координат серии профилей различной толщины. При этом величины , в таблице 1 остаются неизменными, а величины рассчитываются по соотношениям (1), (2) соответственно для максимальной относительной толщины профиля заданной в диапазоне от 8 до 15%.

Размерные величины X, Y_CP, Y_СИМ, Y_В, Y_H получаются умножением относительных величин на заданную размерную величину В длины хорды профиля.

Геометрическая форма контура профиля (фиг. 1) определяет его аэродинамические характеристики при обтекании воздушным потоком. Аэродинамические характеристики предлагаемого профиля, полученные методами вычислительной гидродинамики, проиллюстрированы на графиках (фиг. 2-6) в сопоставлении с характеристиками профиля-прототипа NACA23012. На графиках пунктирной линией обозначены характеристики профиля-прототипа NACA23012, сплошной линией обозначены характеристики предлагаемого профиля.

На фиг. 1 представлен вариант контура профиля и графики зависимостей геометрических характеристик профиля в процентах от длины хорды профиля для максимальной относительной толщины где:

Y_СР - ордината точек средней линии профиля;

Y_СИМ - ордината точек симметричной составляющей верхнего и нижнего контуров профиля;

Y_B - ордината точек верхней линии контура профиля;

Y_H - ордината точек нижней линии контура профиля;

В - длина хорды профиля;

- максимальная относительная толщина профиля, %;

- относительная абсцисса точек контуров профиля, %;

- относительная ордината точек контуров профиля, %;

- относительная ордината точек средней линии профиля, %;

- относительная ордината точек симметричной составляющей верхнего и нижнего контуров профиля, %.

На фиг. 2 представлены графики зависимостей коэффициентов максимальной подъемной силы C_{ya max} сравниваемых профилей от числа Маха. Предлагаемый профиль превосходит профиль NACA23012 по максимальной подъемной силе в диапазоне чисел Маха от 0,3 до 0,6, при числе Маха 0,6 на 8%.

На фиг. 3 представлены графики зависимостей коэффициентов минимального лобового сопротивления С_{ха min} сравниваемых профилей от числа Маха. Минимальное лобовое сопротивление предлагаемого профиля ниже минимального лобового сопротивления профиля NACA23012 в диапазоне чисел Маха от 0,3 до 0,76, при числе Маха 0,7 на 17%.

На фиг. 4 представлены графики зависимостей максимального аэродинамического качества K_max сравниваемых профилей от числа Маха. Величины максимального аэродинамического качества предлагаемого профиля выше максимального аэродинамического качества профиля NACA23012 в диапазоне чисел Маха от 0,3 до 0,9, при числе Маха 0,7 на 64%.

На фиг. 5 представлены графики зависимостей коэффициентов момента тангажа, определенного относительно передней кромки профиля, С_то при нулевой подъемной силе сравниваемых профилей от числа Маха. Величины коэффициента момента тангажа предлагаемого профиля ниже коэффициента момента тангажа профиля NACA23012 в диапазоне чисел Маха от 0,3 до 0,65.

На фиг. 6 представлены графики зависимостей относительных координат аэродинамического фокуса сравниваемых профилей от числа Маха. Положение аэродинамического фокуса предлагаемого профиля более заднее, чем у профиля NACA23012 в диапазоне чисел Маха от 0,3 до 0,8, что способствует повышению аэроупругой устойчивости движения лопастей в широком диапазоне скоростей полета.

Таким образом, предлагаемый аэродинамический профиль НЦВ-3 несущего элемента летательного аппарата, спроектированный в соответствии с сущностью данного изобретения, имеет по сравнению с профилем-прототипом NACA23012 преимущества в основных аэродинамических характеристиках в определенных диапазонах чисел Маха, а именно, превосходит по максимальной подъемной силе, снижено лобовое сопротивление, увеличены значения максимального аэродинамического качества, достигаются меньшие значения момента тангажа при нулевой подъемной силе, улучшено положение аэродинамического фокуса, повышена аэроупругая устойчивость движения лопастей в широком диапазоне скоростей полета.

Предлагаемый аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата допускает установку за задней кромкой профиля хвостовой пластины-триммера, имеющей в сечении форму прямоугольника или трапеции, в том числе криволинейной, длиной не более 15% хорды профиля без пластины, толщиной не более 1,5% хорды профиля, угол отгиба которой относительно хорды профиля находится в диапазоне от -5° до +10°.

При производстве лопастей с использованием разработанного семейства аэродинамических профилей планируется применять современные материалы и технологии.

Изобретение относится к области авиастроения и касается аэродинамического профиля для концевых и средних сечений лопастей несущего винта и рулевого винта летательного аппарата. Аэродинамический профиль несущего элемента включает верхний и нижний контуры, образованные выпуклыми кривыми и точками их пересечений с заданными координатами относительно хорды профиля, имеет скругленную переднюю кромку. Достигаются улучшение аэродинамических характеристик профилей для концевых и средних сечений лопастей винтов, улучшенные летные данные летательного аппарата на режиме висения и в поступательном полете, приемлемый низкий уровень переменных и постоянных нагрузок в несущей системе, аэроупругая устойчивость в широком диапазоне скоростей полета. 3 з.п. ф-лы, 6 ил., 1 табл.

1. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата, включающий верхний и нижний контуры, образованные выпуклыми кривыми и точками их пересечений с заданными координатами относительно хорды профиля, имеющий скругленную переднюю кромку, отличающийся тем, что относительные координаты выпуклых кривых профиля, расположенные от передней кромки на относительных расстояниях отсчитываются от средней линии профиля для заданной длины хорды и максимальной относительной толщины профиля и определяются соотношениями (1), (2):

где:

- относительная абсцисса точек контуров профиля, %;

- относительная ордината точек верхней линии контура профиля, %;

- относительная ордината точек нижней линии контура профиля, %;

- относительная ордината точек средней линии профиля, %;

- относительная ордината точек симметричной составляющей верхнего и нижнего контуров профиля, %;

- максимальная относительная толщина профиля, %;

с_МАХ - максимальная толщина профиля, м;

X - абсцисса точек профиля, м;

Y_B - ордината точек верхней линии контура профиля, м;

Y_H - ордината точек нижней линии контура профиля, м;

В - длина хорды профиля, м,

при этом значения отнесенных к длине хорды В профиля ординат расположенных от передней кромки на расстояниях определяющих диапазон ординат для максимальной относительной толщины профиля приведены ниже:

2. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что максимальная относительная толщина профиля составляет от 8 до 15%.

3. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата по любому из пп. 1 и 2, отличающийся тем, что может иметь заостренную, затупленную или скругленную заднюю кромку.

4. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что допускает установку за задней кромкой профиля хвостовой пластины-триммера, имеющей в сечении форму прямоугольника или трапеции, в том числе криволинейной, длиной не более 15% хорды профиля без пластины, толщиной не более 1,5% хорды профиля, угол отгиба которой относительно хорды профиля находится в диапазоне от -5° до +10°.