[發(fā)明專利]一種全工況條件下高升力低力矩特性12%厚度旋翼翼型

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201611033066.6
• 申請(qǐng)日: 2016-11-20
• 公開（公告）號(hào): CN106741925A
• 公開（公告）日: 2017-05-31
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 楊旭東;彭小康;高正紅;黃明;左英桃;焦予秦;宋文萍
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué)
• 主分類號(hào): B64C27/467
• 分類號(hào): B64C27/467
• 代理公司: 西北工業(yè)大學(xué)專利中心61204
• 代理人: 陳星

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及旋翼翼型設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，具體為一種應(yīng)用于高性能直升機(jī)旋翼的全工況條件下高升阻比、高最大升力系數(shù)、低零升阻力系數(shù)的12％厚度旋翼翼型。

背景技術(shù)

直升機(jī)性能與先進(jìn)旋翼翼型設(shè)計(jì)的密切關(guān)系主要體現(xiàn)在如下兩方面：(1)旋翼翼型性能的提升能夠促進(jìn)高性能直升機(jī)的發(fā)展，如自然層流超臨界翼型使得翼型在相對(duì)厚度不變的條件下，阻力發(fā)散馬赫數(shù)提高0.05～0.12，或使翼型最大相對(duì)厚度提高2％～5％，因此，法國(guó)的OA5旋翼翼型系列的低阻力、高阻力發(fā)散馬赫數(shù)特性使得直升機(jī)的前飛速度、機(jī)動(dòng)性能有明顯的提高。(2)直升機(jī)由于其不同于固定翼飛行器的特殊飛行機(jī)理，對(duì)翼型設(shè)計(jì)提出了特殊指標(biāo)要求，需要在苛刻俯仰力矩限制條件下滿足前飛、機(jī)動(dòng)、懸停等多種飛行狀態(tài)下對(duì)翼型不同性能的要求。

最初的旋翼翼型為對(duì)稱翼型，如NACA0012等，70年代到80年代初期，設(shè)計(jì)出了阻力發(fā)散馬赫數(shù)有明顯提高的旋翼翼型，如OA-2，ЦАГИ-2等。在80年代期法國(guó)使用數(shù)值優(yōu)化技術(shù)設(shè)計(jì)了OA3系列翼型，80年代后期-90年代初期繼續(xù)發(fā)展了OA4和OA5系列的旋翼翼型，使直升機(jī)性能獲得了很大提高。

俄羅斯也在高性能翼型方面進(jìn)行了大量基礎(chǔ)研究，如發(fā)展了ЦАГИ4翼型系列，并已發(fā)展了完善的翼型相關(guān)試驗(yàn)設(shè)備和技術(shù)。美國(guó)NASA、西科斯基和貝爾等直升機(jī)公司也深入開展了高性能翼型研究，發(fā)展了各種先進(jìn)翼型系列。這些國(guó)外先進(jìn)翼型數(shù)據(jù)并不對(duì)外公開，處于技術(shù)保密狀態(tài)。

目前國(guó)內(nèi)尚無(wú)關(guān)于高升阻比旋翼翼型的發(fā)明。國(guó)外現(xiàn)有公開的12％厚度旋翼翼型OA312，該翼型厚度與本發(fā)明相同，但其他外形參數(shù)與本發(fā)明不同，且升阻比和最大升力系數(shù)還有待提升，不能適應(yīng)直升機(jī)高性能旋翼設(shè)計(jì)需求。

發(fā)明內(nèi)容

要解決的技術(shù)問(wèn)題

現(xiàn)今國(guó)內(nèi)外公開的常規(guī)的12％相對(duì)厚度旋翼翼型的升阻特性和最大升力系數(shù)等均有待提升。本發(fā)明的目的是，設(shè)計(jì)一種擁有高升阻比，高最大升力系數(shù)且零升阻力系數(shù)更低的12％相對(duì)厚度翼型，以滿足高性能直升機(jī)旋翼的性能要求。

技術(shù)方案

根據(jù)上述目的，本發(fā)明提出了一種應(yīng)用于直升機(jī)高性能旋翼槳葉設(shè)計(jì)需求的全工況條件下具備高升阻比、高的最大升力系數(shù)、低力矩特性的12％厚度旋翼翼型。其突出特點(diǎn)是，在多工況條件下，具有高升阻比，高最大升力系數(shù)且零升阻力系數(shù)更低。

本發(fā)明的技術(shù)方案為：

所述一種全工況條件下高升力低力矩特性12％厚度旋翼翼型，其特征在于：所述翼型上下表面幾何坐標(biāo)(x，y)表達(dá)式分別為：

其中下標(biāo)up和low分別表示翼型的上、下表面，C為翼型弦長(zhǎng)，系數(shù)為：

進(jìn)一步優(yōu)選方案，所述一種全工況條件下高升力低力矩特性12％厚度旋翼翼型，其特征在于：系數(shù)優(yōu)選：

有益效果

現(xiàn)有公開的12％厚度旋翼翼型，均難以滿足日益提升的升阻比，最大升力系數(shù)等氣動(dòng)性能的要求，而本發(fā)明設(shè)計(jì)的翼型具有高升阻比，高最大升力系數(shù)且零升阻力系數(shù)更低。

本發(fā)明的附加方面和優(yōu)點(diǎn)將在下面的描述中部分給出，部分將從下面的描述中變得明顯，或通過(guò)本發(fā)明的實(shí)踐了解到。

附圖說(shuō)明

本發(fā)明的上述和/或附加的方面和優(yōu)點(diǎn)從結(jié)合下面附圖對(duì)實(shí)施例的描述中將變得明顯和容易理解，其中：

圖1為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型的幾何外形圖；

圖2為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型與對(duì)比翼型的幾何外形對(duì)比圖；

圖3為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型與對(duì)比翼型在Ma＝0.6時(shí)的升力系數(shù)-攻角曲線對(duì)比；

圖4為本發(fā)明設(shè)計(jì)翼型與對(duì)比翼型在Ma＝0.6時(shí)的升阻比-升力系數(shù)曲線對(duì)比。

其中，A為翼型前緣，B為翼型上表面中后部，C為翼型上表面后部，D為翼型下表面。

具體實(shí)施方式

下面詳細(xì)描述本發(fā)明的實(shí)施例，所述實(shí)施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制。

隨著新型高性能直升機(jī)的研制發(fā)展，對(duì)高性能直升機(jī)旋翼翼型設(shè)計(jì)提出了更嚴(yán)格的要求，要求在多工況條件下，具有高升阻比、高的最大升力系數(shù)、低力矩特性。