Аэродинамический профиль лопасти воздушного винта летательного аппарата Советский патент 1990 года по МПК B64C27/467 B64C11/18 

Фае./

ы

Изобретение относится к авиационной технике и касается аэродинамического профиля лопасти вокдушного винта летательного аппарата.Целью изобретения является улучшение эксплуатационных характеристик путем задержки образования интенсивных ударных волн и отрыва пограничного слоя при увеличении относительных чисел Маха.

На фиг,1 показан аэродинамический профиль лопасти воздушного винта; на фиг.2 - симметричный профиль, в котором реализован закон изменения толщины профиля согласно изобретению; на фиг.З - узел I на фиг.2; на фиг.4 - зайон изменения кривизны профиля; на фиг.5 - распределение давления вдоль поверхности симметричного профиля при ,88 и профиля NACA 16; на фиг.6 - то же, при ,92; на фиг.7 - изменение коэффициента лобового сопротивления в зависимости от числа М для профиля согласно изобретению и профиля NACA 16304.

Аэродинамический профиль включает верхний 1 и нижний 2 контуры, выпуклые от передней кромки 3 на большей части его хорды и .вогнутые вблизи задней кромки 4.

Аэродинамический профиль имеет четыре последовательно расположенные зоны I, II, III, IV, в которых соблю- дается определенный закон изменения толщины с профиля, и три зоны 1а, На, Ilia, в которых соблюдается определенный закон изменения кривизны f средней линии профиля.

Ось ОХ системы прямоугольных координат совпадает с хордой профиля и положительно направлена от передней кромки 3 к задней кромке 4, причем начало совпадает с передней кромкой 3

Ось OY положительно направлена от нижнего контура к верхнему.

Для симметричного профиля (фиг.2) передняя кромка может иметь форму дуги (фиг.3), при этом закон измене- ния толщины С профиля между передней кромкой 3 и участком профиля с наибольшей толщиной CMOKt (конец зоны II) можно выразить формулой

U4x6 + U2xs + U3x4

U4xs

7 , (О, постоянные коэффиотнесены к хорде Ь.

В случае, когда зона II идет до 32% хорды и когда максимальная относительная толщина С/Ь равна 0,035 (3,5%), коэффициенты формулы (1) имеют следующие величины:

U, - -44,937

Ut - 49,052

U3 -19,232

U. - 3,0433

U5 -0,1028

U6 - -0,0720

U7 -0,0649.

Зоны III и IV могут быть представлены формулой (2) между самым толстым участком и задней кромкой:

0

5

0

Uex7

+ U

I

и

+ и

иэх + Ц0х а

+ и..

х +

(5

U,4x + U

5

(2).

Постоянные коэффициенты U8 - U,j выбирают в зависимости от коэффициен-. тов уравнения (1) так, чтобы обеспечить неразрывность профиля в точке 5 максимальной толщины. В рассматриваемом случае, когда относительная толщина ,035 (3,5%), а самый толстый участок расположен на 32% хорды, они могут иметь следующие величины:

0

35 40

45

50

U - U, ию U«

5

8,4058 -34,3764 58,4983

U,4 -53,5964

Utt 28,4971

U,3 -8,8134 0,1472 -0,0852 .

Благоприятный эффект определенного выше закона изменения толщины выгодно дополняется законом изменения кривизны, который позволяет получать прекрасные результаты при повышенных величинах несущей силы для величин (числа М порядка 0,6, что соответствует режимам взлета и набора высоты.

Закон кривизны может быть представлен, как и закон толщины, кривой в системе осей, где ось ОХ совпадает с хордой Ь, а ось ординат OY (фиг.4) направлена от нижней поверхности лопасти к верхней ее поверхности. Закон кривизны может быть разложен на три зоны, представленные функциями, например полиномными.

Первая зона 1Д между передней крон кой и точкой максимальной кривизны Рв может быть приблизительно определена отношением типа

71

Формула изобретения

.Аэродинамический профиль лопасти воздушного винта летательного аппарата, включающий верхний и нижний контуры, выпуклые от передней кромки профиля на большей части его хорды и вогнутые вблизи задней кромки и расположенные асимметрично относительно хорды профиля, соединяющей переднюю и заднюю кромки, отличающий с я тем, что, с целью улучшения эксплуатационных характеристик путем задержки образования интенсивных ударных волн и отрыва пограничного слоя при увеличении относительных чисел Маха, координаты точек верхне- го и нижнего контуров определены соотношениями

Ю Х/ъ-Ј« Х/Ь и YH« /b-f2(x/b),

где b - хорда профиля;

х/Ь - отношение координаты точек верхнего и нижнего контуров по оси X, совпадающей с хордой, к хорде;

TL /Ь - отношение координаты точек верхнего контура по оси Y, перпендикулярной оси X, нача ло которой расположено в передней кромкеt к хорде;

Н1/Ъ - отношение координаты точек нижнего контура по оси Y к хорде,

причем величины х/Ь, Ґ6епх /Ь, ҐМИЖ/Ъ

приведены в таблице

2.Профиль поп.1,отличаю- щ и и с я тем, что максимальная относительная толщина профиля составляет от 2 до 6% хорды.

3.Профиль по п.1, отличающий с я тем, что максимальная кривизна средней линии профиля расположена на 35% хорды профиля.

Изобретение относится к области авиационной техники. Целью изобретения является улучшение эксплуатационных характеристик путем задержки образования интенсивных ударных волн и отрыва пограничного слоя при увеличении относительных чисел Маха. Профиль включает верхний 1 и нижний 2 контуры, выпуклые от передней кромки 3 профиля на большей части его хорды, вогнутые вблизи задней кромки 4 и расположенные асимметрично относительно хорды профиля, соединяющей переднюю и заднюю кромки. Координаты точек верхнего и нижнего контуров в соотношении к хорде заданы таблицей для профиля, имеющего максимальную относительную толщину 3,5%. 2 з.п.ф-лы, 7 ил.

;/ 0,08

Фа2.1

симальной кривизны находится на 35% хорды, т.е. Рв 0,35Ь (35% хорды), а величина максимальной кривизны ЈМакс взята приблизительно равной 0,01361), коэффициенты могут иметь приблизительно следующие величины:

М( 0,1589 Mt -0,2151

М5

М4

м,«

м,

М7

ма мг

V

V

м«

0,0730

0,00252 -0,01869

0,03069 -0,03876

0,02676

0,0874 0,00455 0,0694 -0,1411

Объединение закона изменения кривизны средней линии и закона изменения толщины профиля позволяет получить асимметричный профиль, показанный на фиг.1.

Использование функций (1)-(5) и коэффициентов U и М, указанных выше, определяет координаты точек верхнего

30

35

Получение профилей, относительная толщина которых находится в промежутке от 2 до 6%, осуществляется путем простого умножения ординат, приведенных в таблице, на отношение относительной толщины желаемого профиля к относительной толщине 3,5% профиля, координаты которого приведены в таблице. I

Характер распределения давления вдоль поверхности симметричного профиля (кривая 5, Фиг.5) показывает повышенную величину коэффициента давления Ср приблизительно до 20% хорды и сохранение его на уровне, превышающем величину этого коэффициента для профиля типа NACA16 (кривая 6) при числе ,88. Распределение давления при увеличении числа ,92 показано

и нижнего контуров, заданных соотноше-40 на Это позволяет получить ме- ниями:

нее интенсивные и расположенные ближе к переднему концу ударные волныг в результате чего задерживается отрыв пограничного слоя и обеспечивается снижение уровня лобового сопротивления при больших величинах числа М„

Получение профилей, относительная толщина которых находится в промежутке от 2 до 6%, осуществляется путем простого умножения ординат, приведенных в таблице, на отношение относительной толщины желаемого профиля к относительной толщине 3,5% профиля, координаты которого приведены в таблице. I

Характер распределения давления вдоль поверхности симметричного профиля (кривая 5, Фиг.5) показывает повышенную величину коэффициента давления Ср приблизительно до 20% хорды и сохранение его на уровне, превышающем величину этого коэффициента для профиля типа NACA16 (кривая 6) при числе ,88. Распределение давления при увеличении числа ,92 показано

на Это позволяет получить ме-

нее интенсивные и расположенные ближе к переднему концу ударные волныг в результате чего задерживается отрыв пограничного слоя и обеспечивается снижение уровня лобового сопротивления при больших величинах числа М„

Сравнительные испытания профшы, показанного на фиг.1 с максимальной относительной толщиной 3,5%, и профиля типа NACA 16304 с максимальной относительной толщиной 4%, проведенные в аэродинамической трубе (фиг.7), показывают, UTO увеличение лобового сопротивления в зависимости от числа М для профиля согласно изобретению (кривая 7) значительно задерживается по сравнению с профилем ЙАСА 16304 (кривая 8), Выигрыш составляет примерно 5%.

У,

лиге

Фиг. 3

1,0 /AT

0,5

Й«,5

$

0.5

О

Or

0,8

0,85

1,0

Qf

N

х/8

Фиг. 6

0,9 Фм.7

0,95