一种基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型

1.本发明涉及共轴旋翼直升机旋翼叶片翼型领域，具体的为一种基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型。


背景技术：

2.翼型是旋翼的基本构成要素，其气动特性优劣对旋翼性能有关键性影响，进而影响直升机的载重、速度、航程、噪声和振动水平等。旋翼翼型的宽马赫数、变迎角、非定常特性导致其较固定翼的设计更加复杂。同时，旋翼的前飞、机动、非定常等特殊状态导致其设计重点为提高最大发散马赫数、降低力矩系数的同时仍然保持高升力。
3.早期的直升机旋翼一般直接采用简单的飞机机翼翼型，然而相比于固定翼飞机机翼，直升机旋翼面临着前行侧压缩性、后行侧动态失速、反流等复杂的气动现象。直升机通过复杂的旋翼运动(如旋转、俯仰和拍打)保持稳定飞行，在此过程中旋翼处于非稳定状态。直升机在高速、重载或机动飞行时，桨叶末端速度远远大于桨叶根部，甚至会达到0.9马赫的跨声速状态，导致桨叶尖端部位达到临界马赫数，前行桨叶会因为出现诱导激波引起前缘分离动态失速。这种现象会导致转子推力突然下降，从而导致转子扭矩和振动水平增加。这限制了直升机的飞行速度，并将飞行员和乘客的安全置于危险之中。翼型作为旋翼的基本元件，对决定直升机旋翼的气动特性至关重要。因此，为了缓解高速直升机桨叶中后部引起的激波分离流动而导致的动态时速问题，需要考虑设计一种能够延缓激波产生、抑制直升机桨叶后部及末端动态失速特性的翼型。


技术实现要素：

4.为解决现有技术存在的问题，本发明提出一种主要运用于大型直升机桨叶沿展向60％到85％区段的，基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型。该翼型具有的相对较小的前缘厚度，可以有效的降低跨声速状态的阻力系数以及零升阻力；翼型根部存反弯，能够平衡高亚声速下的零升力矩；翼型上表面前缘斜率变化更为平缓，能够在跨声速削弱激波，降低波阻。
5.具体的：
6.一种基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型，其翼型特征如下：
7.该翼型前缘半径为0.00376，翼型最大厚度为0.0904，位于翼型39.3％弦长处，最大弯度为0.0101，位于翼型14.2％弦长处。需要注意的是，在翼型设计领域，参数描述均是采用无量纲量进行描述，所以上述前缘半径、最大厚度、最大弯度以及后续翼型坐标描述均采用无量纲量进行描述，无量纲过程以翼型弦长c为基准。
8.进一步的，翼型上表面和下表面采用7阶cst参数化的几何坐标表达式分别为
[0009][0010]
其中x表示翼型上表面或者下表面的横坐标，y代表翼型上表面或者下表面对应的纵坐标，n代表cst参数化方法的阶次，对于本发明运用的7阶cst参数化方法，n则为7，y
tail
代表翼型根部台阶的y坐标。
[0011]
翼型上表面拟合系数为：
[0012][0013]
翼型下表面拟合系数为：
[0014][0015]
进一步的，翼型上、下表面拟合系数优选：
[0016]
翼型上表面拟合系数为：
[0017][0018][0019]
翼型下表面拟合系数为：
[0020][0021]
进一步的，基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型的上表面坐标在下表中给出：
[0022]
[0023][0024]
下表面坐标如下：
[0025]
[0026][0027]
该翼型相对于经典的厚度为9％前行桨叶oa309，其前缘半径减小，在大于0.6马赫时，相同来流下拥有更大的升阻比。本翼型相对于oa309拥有更小的最大弯度，最大厚度位置相比oa309的33％弦线处移动到了39.3％弦线处，这有效的削弱了激波强度，提升翼型的气动特性。同时后缘相对于oa309，存在反弯，平衡了力矩，能有效提升桨叶的配平特性。
[0028]
有益效果
[0029]
本发明提供了一种基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型。对于大型刚性共轴双旋翼直升机，在高速巡航阶段，桨叶沿展向的中后段处于跨声速状态，本发明在保证低压声速气动性能损失不大的状态下，提升了其跨声速状态的阻力特性，以及更加优秀的力矩特性。本发明相对于经典的oa309前行桨叶翼型，其能够在跨声速下削弱翼型上表面激波，推迟发散马赫数的产生。同时翼型后部反弯能够进一步平衡力矩，使其较0a309在跨声速范围拥有更好的力矩特性。本发明为共轴双旋翼直升机桨叶中后段的设计奠定了技术。
[0030]
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
[0031]
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
[0032]
图1为本发明翼型几何外形图。
[0033]
图2本发明翼型几何外形图与oa309几何外形图对比
[0034]
图3本发明翼型中弧线与oa309中弧线
[0035]
图4本发明翼型与oa309翼型在设计点处压力分布形态图(ma＝0.81)
[0036]
图5本发明翼型与oa309翼型在跨声速状态零升阻力特性曲线对比图
[0037]
图6本发明翼型与oa309翼型在跨声速状态零升力矩特性曲线对比图
[0038]
图7本发明翼型在设计点的压力分布
[0039]
图8oa309翼型在设计点的压力分布
[0040]
图9为本发明翼型与oa309翼型低速升力特性曲线对比图(ma＝0.5)
[0041]
图10为本发明翼型与o a 309翼型低速升力特性曲线对比图(ma＝0.6)
具体实施方式
[0042]
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
[0043]
大型共轴旋翼直升机在高速前行状态时，桨叶中后部自由来流处于跨声速阶段，桨叶上表面气流加速产生的激波极大的提升了桨叶阻力，严重影响了桨叶的气动特性。
[0044]
为此，本实施例根据共轴旋翼直升机桨叶面临的气动问题，提出一种基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型。该翼型设计时，对旋翼翼型在低亚声速ma＝0.5和ma＝0.6的阻力进行了约束，保证其气动性能在低压声速下的气动性能不至于损失严重，在此基础上进一步优化其高亚声速气动特性。
[0045]
本实施例中提到的一种于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型，其高速的考察马赫数为0.81，雷诺数为5.832e6。翼型按照横纵坐标比例为1绘制如图1所示。翼型的前缘半径为0.00376，翼型的最大厚度为9.04％，位于翼型39.3％弦长处，最大弯度为0.0101，位于翼型14.2％弦长处。上述参数描述均是基于无量纲形式进行表达，即默认翼型的弦长为1进行描述。
[0046]
具体的，翼型上表面和下表面采用7阶cst参数化的几何坐标表达式分别为
[0047][0048]
其中x表示翼型上表面或者下表面的横坐标，y代表翼型上表面或者下表面对应的纵坐标，n代表cst参数化方法的阶次，这里运用7阶cst参数化方法，n则为7，y
tail
代表翼型根部台阶的y坐标。
[0049]
翼型上表面拟合系数为：
[0050][0051]
翼型下表面拟合系数为：
[0052][0053]
基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型的上表面坐标在下表中给出：
[0054]
[0055][0056]
[0057]
下表面坐标如下：
[0058]
[0059][0060]
将本实施例与经典9％厚度的oa309作为参考翼型进行对比，图2为两种翼型的对比图，为了更好的观察其差异，设置坐标轴纵横比为0.15。从几何的角度：可以观察到本实施例(图例中命名为opt)相较与参考翼型(图例中命名为oa309)拥有相对较小的前缘半径，本实施例相较与参考翼型在前缘头部拥有更小的斜率(图片的a处)，参考图3本发明翼型中弧线与参考翼型中弧线，可以观察到，本发明相比于参考翼型拥有更小的最大弯度，且在翼型(图片的b处)根部拥有更大的反弯。
[0061]
几何的差异必然带来气动上的变化。首先分析本发明在高速零升设计状态下(ma＝0.81，cl＝0.00，re＝5.832e6)的气动性能。图4给出了本发明翼型与oa309翼型在设计点处零升设计状态下压力分布形态图。其一，前缘半径的减小，使得本发明翼型拥有更小得前缘吸力峰，同时优化高速下得阻力特性。其二，更加平缓上前缘有利于削弱跨声速激波得产生，并提升临界马赫数，为了更加直观得观察这一特征，参考图7和图8分别给出了本发明翼型与基准oa309翼型在ma＝0.81马赫数得状态下得压力分布等高线图以及云图，图7中翼型上表面压力分布更加均匀，等压线相对系数，虽然产生了激波，但其强度相较于图8下降明显。这一特性有效得提升了设计状态附近高亚声速下的阻力特性。其三，从图4中b区域观察到，基础参考翼型oa309在翼型根部上下面的压力分布曲线基本重合，翼型的大低头力矩没有得到配平。而本发明末端的反弯度为其提供了抬头力矩，从而降低翼型的力矩绝对值。
[0062]
给出本发明翼型(opt)与参考翼型(oa309)在设计点附近的零升气动参数如下表：
[0063]
machcd(opt)cm(opt)cd(oa309)cm(oa309)0.80.0090270.0007370.009508-0.0035040.8050.009090.0006750.00966-0.0036460.810.009160.0006050.009826-0.0039430.8150.009220.0005390.010027-0.0044580.820.0092780.0003990.010287-0.0054580.8250.0093890.0001020.010627-0.0069490.830.009559-0.0003840.011044-0.0092210.8350.009654-0.0014160.01158-0.0122720.840.010217-0.0034790.01237-0.0160850.8450.011733-0.0057350.013543-0.0201890.850.014161-0.007930.015165-0.024136
0.8550.017362-0.0096880.01744-0.0275310.860.021151-0.0092880.020369-0.03008
[0064]
分析本发明在设计状态附加的气动特性，其数据如上表所示，同时绘制本发明翼型与参考翼型设计点附近跨声速的零升阻力以及力矩特性曲线对比图，如图5，图6所示。在设计点附近，本发明相比oa309拥有更小的零升阻力，以及更优秀的力矩特性。分析本发明低速状态ma＝0.5以及ma＝0.6的升特性分别如图9，图10所示，可以观察到，本发明的低速升力特性相对于oa309有所降低，但这是合理且可以接受的。综合上述分析，本发明设计的基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型在高速巡航阶段，能够在保证低压声速气动性能损失不大的状态下，提升跨声速状态的阻力特性，以及更加优秀的力矩特性，满足了设计要求。
[0065]
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

技术特征：
1.一种基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型，其特征在于：翼型前缘半径为0.00376，翼型最大厚度为0.0904，位于翼型39.3％弦长处，最大弯度为0.0101，位于翼型14.2％弦长处；所述前缘半径、最大厚度、最大弯度采用无量纲量描述，以翼型弦长c为基准。2.根据权利要求1所述一种基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型，其特征在于：所述翼型用于直升机桨叶沿展向60％到85％区段。3.根据权利要求1或2所述一种基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型，其特征在于：翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为其中x表示翼型上表面或者下表面的横坐标，y代表翼型上表面或者下表面对应的纵坐标，n代表cst参数化方法的阶次，y
tail
代表翼型根部台阶的y坐标；翼型上表面拟合系数为：翼型下表面拟合系数为：4.根据权利要求3所述一种基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型，其特征在于：翼型上表面拟合系数为：翼型下表面拟合系数为：
5.根据权利要求1或2所述一种基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型，其特征在于：所述翼型的上下表面数据在下表给出：超临界旋翼翼型的上表面坐标：
下表面坐标如下：

技术总结
本发明提出一种基于前行桨叶概念的高速特性显著提高的超临界旋翼翼型，该翼型前缘半径为0.00376，翼型最大厚度为0.0904，位于翼型39.3％弦长处，最大弯度为0.0101，位于翼型14.2％弦长处。相对于经典的厚度为9％前行桨叶OA309，该翼型前缘半径减小，在大于0.6马赫时，相同来流下拥有更大的升阻比。相对于OA309拥有更小的最大弯度，最大厚度位置相比OA309的33％弦线处移动到了39.3％弦线处，这有效的削弱了激波强度，提升翼型的气动特性。同时后缘相对于OA309，存在反弯，平衡了力矩，能有效提升桨叶的配平特性。提升桨叶的配平特性。提升桨叶的配平特性。


技术研发人员：赵欢 冯聪 高正红 夏露 赵轲
受保护的技术使用者：西北工业大学
技术研发日：2023.04.16
技术公布日：2023/7/20