подъемной силы, особенно в условиях взлета самолета и набора высоты.
В то же время при высоких крейсерских скоростях полетов самолетов относительные скорости потока на концах лопастей могут достигать чисел Маха 0,8 - 0,9. В этих условиях профиль лопасти не должен вызывать ни ударных волн, ни срыва пограничного слоя, чтобы ограничить рост коэффициента лобового сопротивления и обеспечить высокие значения КПД винта.
Целью изобретения является упрощение эксплуатационных характеристик воздушных винтов летательных аппаратов путем задержки образования ударных волн и отрыва пограничного слоя при увеличении чисел Маха.
На изображен профиль лопасти винта; на фиг.2 - изменение кривизны верхнего и нижнего контуров профиля; на фиг.З передняя кромка профиля; на фиг. - законы изменения толщин четырех профилей, имеющих соответственно относительные толщины ,„7, 12 и 20%; на фиг.5 - средние линии четырех профилей, имеющих соответственно относительные толщины А, 7, 12 и 20%; на фиг„6 (а,в,с, d) - профили, имеющие соответственно относительные толщины Ц, 7, 12 и 20%; на фиг.7 (а,в,с) - профили, имеющие соответственно относительные толщины 7, 12 и 20%, при этом каждый из этих трех профилей сравнивается с известными профилями; на фиг.8 - распределения коэффициента давления - на профиле, имеющем относительную толщину 7% и распределения коэффициента давления на классическом профиле NACA 16707 для рабочих режимов на взлете; на фиг«9 - то же, для рабочих режимов во время фазы набора высоты; на фиг.10 - то же, для рабочих режимов во время крейсерского полета;, на фиг.11 - изменения коэффициента аэродинамического качества в зависимости от коэффициента подъемно силы при наборе высоты и в крейсерском полете, .при этом эти изменения представлены для профиля, имеющего относительную толщину 7% и для классического профиля NACA 16707; на фиг.12 - график изменения коэффициентов максимальной подъемной силы профиля, имеющего относительную толщину 1% и классического профиля NACA 16707; на фиг.13 - график изменения
5
0
.коэффициентов лобового сопротивления профиля, имеющего относительную толщину 1% и класического профиля NACA 16707; на фиг. И - значения коэффициентов максимальной подъемной силы для профилей, имеющих соответственно относительные толщины Ц, 7, 12 и 20%, сравниваемые с характеристиками классического профиля NACA 16707, во время взлета; на фиг, 15. - то же, во время набора высоты; на фиг.16 - то же, во время крейсерского полета.
Профиль лопасти воздушного винта летательного аппарата имеет относительную толщину, отнесенную к.хорде, заключенную в интервале между 3 и 25%. Спинка 1 этого профиля имеет между передней кромкой А и задней кромкой F выпуклую форму. Нижний контур 2 этогс профиля имеет форму сначала выпуклую от передней кромки А, затем вогнутую на подходе к задней кромке F.
Закон изменения кривизны спинки 1 следующий: кривизна, максимальная на передней кромке А, убывает сначала быстро до величины, равной приблизительно k в точке В, находящейся на
расстоянии примерно % длины хорды; затем кривизна становится равной нулю,
Закон изменения кривизны нижнего контура 3 профиля следующий: кривизна, максимальная на передней кромке
5 Af убывает сначала быстро до величины, равной приблизительно 8 в точке, находящейся на расстоянии примерно 3,5% длины хорды; затем кривизна убывает медленнее до нулевой величины в точке Е, находящейся между 10 и 60% длины хорды.
Далее кривизна убывает от этой точки перегиба до небольшой отрицательной величины, которая остается практически постоянной до задней . кромки F
5
0
5
Этот закон изменения кривизны представлен на фиг.2, где показано: по оси абсцисс и в положительном направлении - относительная длина X хорды профиля, представленная в виде (X/L) ; по оси абсцисс ив отрицательном направлении - относительная длина X хорды профиля, представленная в виде (X/L)4 ; по оси ординат положительная и отрицательная кривизна С,
представленная в виде С
Ml
Кривая в положительном направлении оси абсцис.с представляет собой изменение кривизны спинки, а кривая в отрицательном направлении оси абсл цисс представляет собой изменение кривизны нижнего контура профиля.
На уровне точки В на спинке предусмотрена зона сопряжения кривых кон ггура (участок В В ), проходящая на относительном расстоянии 2% по обе стороны от точки В, и на протяжении которой кривизна спинки изменяется слабо (точки В и 8 , следовательно, находятся.соответственно приблизительно в 2 и в 6% длины хорды).
На уровне точки D на нижнем контуре профиля предусмотрена зона сопряжения , проходящая на относительном расстоянии 2% по обе стороны от этой точки D и на протяжений которой кривизна профиля изменяется слабо. Точки D и D , следовательно находятся соответственно приблизительно на 1,5 и 5,5% хорды„
he уровне точки Е не внутренней поверхности предусмотрена зона сопряже- нияЕ Е, проходящая на относительном расстоянии 2% по обе стороны от этой точки Е, и на протяжении которой кривизна внутренней поверхности изменяется слабо
Точка Е находится на абсциссе X, отнесенной к хорде L и определяемой уравнением X X/L 2(e/L) + 0,08.
Кривизна Смдкс профиля на передней кромке А определена уравнением
макс
a(e/L)-a2(e/L) +
+ a
3(e/L))
где е - толщина профиля;
L аа„ хорда профиля;.,
коэффициент, равный + 2 «10 ;
коэффициент, равный - ,576 |4.
Ч
10 ,
коэффициент, равный + 3,
а - коэффициент, равный - 8,5«Юб
Для построения профилей даны математические зависимости, определяющие среднюю линию профиля и толщины профиля, расположенные по обе стороны от средней линии, перпендикулярно к средней линии
Для этого использована прямоугольная система координат , пока-, заиная на фиг.1, на которой хорда , профиля совпадает с осью 0
, В этой системе координат, где I абсциссы X и ординаты Y соотнесены
5
.
15
20
25
с длиной L хорды, средняя линия и закон изменения толщины профиля представлены математическими зависимостями,
При этом средняя линия представлена как
Y((X/LrZ+a(X/L)+. f +aЈ(X/I,)+a9tX/t)3+a4(x/L)) .
. Коэффициенты а0, а, а, а., а4 и а с имеют следующие величины в диапазоне относительных толщин, заключенных в интервале между 3 и 25% ,2G56(e/L)-110(e/L)2+
+Ш8,7(еЛ,)з-2751,7 (е/ЬГ; a4 n,537(e/L)+500,8(e/L)2- -J 851,)+13309{e/l,)«}
a,-1,236(e/L),27(e/L)2+ +2803(e/L)3-8315,2(e/L)4 $
aj 38,5(e/L)-1t5M(e/L)2+ +9988,3(е/Ь)з-25693 (e/L)4;
,99(e/L),7(e/L)2- -13768(e/L)3+35952(e/L);
, (e/L)- 540,)2+ й797,5(е/ь)з-124б7(еД,Г.
Закон изменения толщины представлен какY(y/L)b,(X/Lr +b«(X/L) + +b,(X/L)2+b3(X/L)3+b4(X/L)4+bЈr{X/L) .
Коэффициенты ba, b, b., b., Ь4 и bg- имеют следующие величины в диапазоне относительных толщин, заключенных в интервале между 3 и 25%:
,(e/L)-59,l6(e/L)2-b
+512,J3(e/L)3-i320,Me/L)4;
35 b,-12,3Me/L)+358,32(e/L)2-3097,1(e/L)3+8017,9(e/L)4;
,71(e/L),2(e/L)2+ +132Q2(e/L)(e/L);
,88(e/L)+3o87.(e/L)2« -26339(e/L)3+67587(e/L)
b4 93159(e/L)-27H,7(e/L)2+
+232b8(e/L)3-593foMe/LF ;
bf-30,96 (e/L)+896,5 (e/L) 2
-7539,8{e/L)3+i9093(e/L),
На изображены крийые, показывающие изменение относительной толщины профиля e/L) вдоль хорды, т.е в зависимости от абсциссы (X/L),
Кривые I, II, III, IV соответствуют профилям относительной толщи- 1 ны , 7, 12 и 20%,
На фиг.6 изображены средние лини I, II, III, IV, соответствующие jj профилям относительной толщины 4, 7 12 и 20%, при этом координаты, ис- пользуемые на фиг.5, являются абсциссами (X/L) и ординатами (Y/L), отнесенными к хорде профиля0
30
45
50
717
Перенося по обе стороны от средней линии и перпендикулярно к ней закон толщины, получают, таким образом, координаты профилей согласно изобретению.
На фиг.6 (a,6,c,d) показаны профили соответственно для величин относительной толщины Ц, 7, 12 и 20Јо
На фиг.7 (а,в,с) показаны различия между профилями согласно изобретению и классическим профилям.
На фиг,7а сплошными линиями представлен профиль, имеющий относительную толщину 7%, а пунктирными линиями - классический профиль типа NACA 16707 с той же относительной толщиной 7%°
На представлен сплошными линиями профиль, имеющий относительную толщину 12%, а пунктирными линиями - классический профиль типа HSI- 712 с той же относительной толщиной 12%.
На фиг,7с сплошными линиями представлен профиль, имеющий относительную толщину 20%, а пунктирными линиями - классический профиль типа ARAD 20, с той же относительной толщиной 20%,
Изменение кривизны спинки между точками А и В позволяет уменьшить по абсолютной величине коэффициент минимального давления, относящийся к спинке, по отношению к соответствующему коэффициенту давления у классического профиля типа NACA 1б«
Это показано на фиг.8, где по оси абсцисс отложена величина X/I, а по оси ординат - коэффициент даления Кр
Эта фигура показывает рабочий режим в фазе взлета, при этом кривая сплошной линией соответствует профилю согласно изобретению с относительной 1% HOR 07, а кривая пунктирной линией - классическому профилю NACA 16707.
Рабочие режимы, относящиеся к фазе взлета, соответствуют числу Маха, близкому к 0,55, и повышенному коэффициенту подъемной силы.
Зона сопряжения В В , в которой кривизна изменяется мало, позволяет получить при тех же рабочих режимах явление изоэнтропического повышения давления потока, позволяющее ограничивать интенсивность ударной волны на уровне спинки и, следовательно, получить повышенные величины для мак5
08ъ
симального коэффициента подъемной силы„
На фиг с 9 представлено при тех же условиях, что и на фиг.8, изменение {
коэффициента давления при рабочих режимах набора высоты.
Изменение кривизны в области спинки, заключенной между точкой В и
. задней кромкой F, позволяет получить постепенное повышение давления потока до задней кромки для любых условий полета, и особенно при наборе высоты., Это повышение давления является очень слабым в направлении к задней кромке, где пограничный слой является толстым и имеет, следовательно, большую чувствительность к явлению повышения давления.
0 Это повышение давления позволяет также избежать срыва пограничного слоя и получить хорошие величины коэффициента аэродинамического качества, которые представляют интерес
5 при взлете и наборе высоты,
Фигi10 показывает при тех же условиях, что и на фиг.8, изменение коэффициента давления при рабочих режимах крейсерского полета
Изменение кривизны внутренней поверхности между точками А и D позволяет получить очень малые величины коэффициента давления и, в любом случае, гораздо ниже абсолютных величин, получаемых с помощью класси5 ческих профилей
Изменение кривизны между точками D и Е так же, как и в зоне сопряже0
0
г/п
ния irD , позволяет получить повышения давления потока, избегая появления ударных волн.
Изменение кривизны внутренней поверхности между точкой Е и задней кромкой позволяет получить легкое ускорение потока после явления повышенич давления до задней крбмки. i
Изменение кривизны нижнего контура профиля позволяет контролировать поток, что дает профилю хорошие величины аэродинамического качества во время крейсерского полета.
Сравнительные испытания, проведенные в одних и тех же условиях профилей, согласно изобретению с относительной толщиной k, 7, 12 и 20% и профилем NACA 16707 подтвердили высокие характеристики профилей согласно изобретению по отношению к упомя- .нутому профилю NACA.
9
На фиг.11 по оси абсцисс отложен коэффициент аэродинамического качества f Сг/ С, где С-Ј - коэффициент подъемной силы, а С - коэффициент лобового сопротивления, а по оси ординат - коэффициент подъемной силы С,
Две кривые I и II характеризуют профиль согласно изобретению с относительной толщиной 7% соответственнц на рабочих режимах при наборе высоты (кривая I) и в крейсерском полете (кривая II) .
Две кривые I и II характеризуют профиль NACA соответственно при наборе высоты (кривая I) и в крейсерском полете (кривая II) .
На фиг о 12 и 13 по оси абсцисс отложены числа Маха, а по оси ординат на фиг.12 - максимальный коэффициент подъемной силы (С /цекс), на фиг ,13 - коэффициент лобового сопротивления (Сх).
На фиг.12 кривая I относится к профилю согласно изобретению с относительной толщиной /, а кривая II относится к профилю NACA 16707.
На фиг.13 кривая I относится к профилю согласно изобретению с относительной толщиной 1%, а кривая II относится к профилю NACA 16707.
На этой фиг. 13 кривые ло бового сопротивления в зависимости от числа Маха приняты для коэффициента подъемной силы, равном приблизительно 0,5.
На фиг о 12 числа Маха являются характерными для скоростей, встречающихся при рабочих режимах при взлете а на фиго 13 - для чисел Маха, встречающихся при рабочих режимах крейсерского полета.
Как видно из графиков, выигрыш максимального коэффициента подъемной силы равен 15% для числа Маха 0,55. При этом коэффициент лобового сопротивления гораздо ниже коэффициента лобового сопротивления профиля NACA при любом числе Маха.
5
0
608
10
5
0
На этих фигурах кривые построены исходя из четырех рабочих точек, соответственно относящихся к профилям согласно изобретению с относительной толщиной 4% (точка HOR 04), 7% (точка HOR 07), 12 (точка HOR 12) и 20% (точка HOR 20) о
На этих же фигурах точка, представленная крестиком, соответствует профилю NACA 16707.
Эти фигуры наглядно показывают, что для всех рабочих режимов (при взлете, наборе высоты и в крейсерском полете) характеристики профилей согласно изобретению выше характе- ристик классических профилей.
Для построения профилей согласно изобретению можно также воспользоваться табл. 1 - 4 координат, относящимися к профилям с относительной толщиной Ц, 7, 12 и 20%, в которых для спинки и для нижнего контура профиля даны координаты, отнесенные к хорде, т.е. (X/L) и (Y/L) в прямоугольной системе координат О, OQ (фиг.1), на которой хорда совпадает с осью Од для точек, находящихся на спинке и на нижнем контуре профилей.
ТаЬл01 (ЖЖ 04) характеризует профиль с относительной толщиной 4%«
Таблица 1 HOR 04
35
40
45
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к воздушным винтам летательных аппаратов, и касается дальнейшего совершенствования аэродинамики лопастей Целью изобретения является улучшение экс- плуатационных характеристик воздушных винтов летательных аппаратов путем задержки образования ударных волн и отрыва пограничного слоя при увеличении относительных чисел Маха. ЛоИзобретение относится к авиационной технике, в частности к воздушным винтам летательных аппаратов и ка- cajsrcfl дальнейшего совершенствования аэродинамики лопастей винтов. Развитие воздушных винтов связано с их непрерывным совершенствованием с Целью повышения КПД, уменьшения шума, который является прямой функпасть воздушного винта имеет аэродинамический профиль, относительная толщина которого составляет 3 25%, образованный верхним выпуклым и нижним выпукло-вогнутым контурами. При максимальной величине на передней кромке кривизна верхнего,выпуклого контура профиля изменяется монотонно, убывая к задней кромке, достигая величины 4 на k% хорды и 0 на задней, кромке профиля. Кривизна нижнего выпукло-вогнутого профиля также изменяется монотонно, убывая в направлении к задней кромке, причем от передней кромки она вначале убывает быстро, достигая величины 8 примерно на 3,5% хорды и далее убывает медленно до нулевой величины в точке, находящейся в диапазоне 10 - 60% хорды и далее монотонно убывает до отрицательной величины, оставаясь практически постоянной у задней кромки. Законы изменения кривизны профилей для различных толщин определены математическими зависимостями и табличными данными в прямоугольной системе координат. 12 э.п. ф-лы, 16 ил., 4 табл. циеи относительной скорости на конце лопасти, снижения массы лопастей, что может быть достигнуто путем сокращения длин хорд профилей участков лопастей. Наблюдается также стремление к созданию таких профилей лопастей, которые имеют высокие коэффициенты J сЈ о 00 CJ
На фиг. И, 15 и 16 нанесены на осях абсцисс числа Маха, соответствующие крейсерскому полету, а на осях ординат на фиг..14 - максимальный коэффициент подъемной силы профиля на взлете, -на фиг. 115 - коэффициент аэродинамического качества при наборе высоты, на фиг.16 - коэффициент аэ- родинамического качества в крейсерс- ко м полете.
50
55
11
Продолжение табл 1
17 41608
12 Продолжение табл. 2
13
HOR 12
ТаблицаЗ
1
15
Продолжение табж 4
Кривизна верхнего контура профиля в окрестностях точки В, расположенно на относительном расстоянии, равном Ц% хорды, изменяется очень слабо, причем в зависимости от относительно толщины профиля (e/L) на участке от точки В, расположенной на расстоянии 2% хорды до точки В , кривизна верхнего контура определена уравнением
Сь -287,91(e/L)-5l72,l(e/L)2+ +3959 4 (e/L) 3-93582 (e/L)4, а на участке от точки В до точки В . расположенной на относительном рас- тоянии 6% хорды, кривизна верхнего
контура определена уравнением С 71,595(e/L)-1193,3(e/L)4 + 10Ь61 {e/L ).з-300 8 (e/L) .
Кривизьа нижнего контура профиля в. окрестностях точки D, расположенн на относительном расстоянии, равном 3, хорды, изменяется очень слабо, причем в зависимости от относительной толщины профиля e/L на участке от точки D , расположенной на расстоянии 1,5% хорды, до точки D кри30
7 Л608tb
визна нижнего контура определена уравнением
Cl ,62(e/L)-17922 e/L)+ 5 -И 50080(e/L)3-388830(e/L)4,
а на участке от точки D до точки D , расположенной на относительном расстоянии 5,5% хорды кривизна нижнего контура профилю, определена уравне-
Ю нием
Сду -93,),5(e/L)2- -40076(e/L) -И 06020{e/L).
Лопасть в диапазоне длин от 0,20Н до Q,35R образована профилями с от15 носительной толщиной 20%, а в диапазоне от 0.65R до 0,75R - профилями с относительной толщиной 12%.
Лопасть в диапазоне длин от 0,20R до 0,3$R образована профилями с отно20 сительной толщиной 20%, в диапазоне от 0,35R до 0,35R - профилями с относительной толщиной 12%, в диапазоне от G.55R до 0,70R - профилями с относительной толщиной 7% и в диапазоне
25 от 0,80R до 0,95R - профилями с относительной толщиной %.
Для лопасти, имеющей размах R согласно изобретению, предпочтительно выполнять профили лопасти, находящиеся в интервале между 0,2К и R.
5
0
5
0
5
Формула изобретения
CMeKc
.
(e/L)- if576-10 (e/L) 43,5-105(e/L)3-8,(e/L)4,
где е - толщина профиля ; L - хорда профиля
(e/L)+0,08.
Y Y/L Q0{X/L) +0 (X/U Ч
где Qe-3, 2056 (e/L) -110 (e/L)2+ f10l8,7(e/L)3-275U7(e/L)4;
-4851, 6 (e/L) 3-й 33U9 (e/L)4;
,286(e/L)-242,27(e/L)2+ +28-03(e/L)3-8315,2(e/L)4; 2
,5(e/L)-11$4,)+ +9988,3 (e/L) 3-25693 (e/L) ;
, 9(e/L)+154 7,7(e/L)2- -13768(e/L)3+35952(e/L)4;
,546(e/L)-540,04{e/L)2+ +4797,5(e/L)3-i2467(e/Lr; а закон изменения толщины выраже уравнением
(X/L)f/Z+ b,(X/L) + (X/L) + b 3(X/L) где ,We/L)59,l6(e/L)2+
b,-12,3(e/L)+358,32.(e/L)2- -3097,1(e/L)3+8017,9(e/L);
,88(e/L)+3087,6(e/L)2 -263 jy(e/L) 3+67587 (e/L)4;
+2326b(e/L)3 -59364 (e/L)4;
bfi- 30,96 (e/L)+896,5ie/L)a5. Лопасть по п.1, отличающаяся тем, что профиль, имеющий относительную толщину k%, определяет ся относительными значениями координат X/L и Y/L для внутренней поверхности и спинки профиля, приведенными в таблице: iHOR 04
10
15
20
30
35
40
4S
50
55
19 m
Продолжение таблицы
&. ЙоПасть пот1,отяича ю- щ а я с я тем, что профиль, имеющий Относительную толщину 1%, определен относительными значениями координат X/L и Y/L для внутренней поверности и спинки профиля, приведенными в таблице:«
HOR О
1608
20 Продолжение таблицы
25
HOR 12
О
Фиг. 1 .
01U035 Ж
Фиг. 4
I JL
rv
ГО trt
00
о о
JT
гш о4
V-W
«Ci
I
a
a
t«
SU
Si
A
&
s
8«
X
O4
С
cc
50HOR12
HOR20
0,5 0,6 . 0,7 0,8 Фив. 16
HQR07 HOR04
МЛСЛ 16707
0,9 М
| Способ получения молочной кислоты | 1922 |
|
SU60A1 |
