[發(fā)明專利]應(yīng)用于高速直升機(jī)旋翼反流區(qū)的類橢圓翼型

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201811236180.8
• 申請日: 2018-10-23
• 公開（公告）號(hào): CN109229364B
• 公開（公告）日: 2019-06-11
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 趙佳祥;宋文萍;韓忠華;韓少強(qiáng);聶晗;許建華
• 申請（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;B64C27/473
• 代理公司: 北京市盛峰律師事務(wù)所 11337
• 代理人: 席小東

本發(fā)明提供一種應(yīng)用于高速直升機(jī)旋翼反流區(qū)的類橢圓翼型，翼型為前后對(duì)稱的鈍后緣翼型，翼型上表面前緣倒圓半徑為0.0385，翼型下表面前緣半徑為0.0230，翼型上表面后緣倒圓半徑為0.0385，翼型下表面后緣半徑為0.0230；翼型最大厚度為26％C，最大厚度位置為50％C，彎度為2.8％C；翼型下表面靠近前緣和后緣均具有一定的內(nèi)凹，從而提高翼型升力。優(yōu)點(diǎn)為：本發(fā)明根據(jù)反流區(qū)的實(shí)際流動(dòng)特性，設(shè)計(jì)出的應(yīng)用于高速直升機(jī)旋翼反流區(qū)的類橢圓翼型，具有更小反流區(qū)阻力、更高氣動(dòng)效率且能有效抑制流動(dòng)分離現(xiàn)象，從而提高直升機(jī)巡航效率，適應(yīng)新一代高速直升機(jī)的需求。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于翼型設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種應(yīng)用于高速直升機(jī)旋翼反流區(qū)的類橢圓翼型。

背景技術(shù)

直升機(jī)在以一定的前進(jìn)比μ進(jìn)行前飛時(shí)，由于與來流的疊加作用，旋翼前行槳葉區(qū)域和后行槳葉區(qū)域相對(duì)氣流速度不對(duì)稱。在后行槳葉區(qū)域相對(duì)半徑r小于μR|sinψ|一段槳葉，會(huì)出現(xiàn)相對(duì)氣流從后緣吹向前緣的現(xiàn)象，存在這種現(xiàn)象的區(qū)域稱為“反流區(qū)”，如圖1圓形陰影區(qū)域所示。在反流區(qū)內(nèi)槳葉的氣動(dòng)效率低，有嚴(yán)重的流動(dòng)分離現(xiàn)象，容易發(fā)生失速，槳葉各個(gè)剖面的迎角、升力、阻力、俯仰力矩特性和反流區(qū)外存在明顯差別。

共軸剛性旋翼是“ABC(advancing blade concept)”旋翼系統(tǒng)的關(guān)鍵部件，其性能直接影響了高速直升機(jī)飛行性能。而翼型作為共軸剛性旋翼的基礎(chǔ)組成部分，其性能顯著影響著共軸剛性旋翼的氣動(dòng)特性。以美國西科斯基公司的兩款共軸剛性旋翼驗(yàn)證機(jī)XH-59A和X2為例：XH-59A在高速狀態(tài)下，其旋翼在后緣遭遇了嚴(yán)重的型阻損失。這是因?yàn)樵诟咚贍顟B(tài)下，后行槳葉存在高達(dá)85％的反流區(qū)，槳葉根部更是處于深度反流中。這樣的氣流很容易產(chǎn)生分離，導(dǎo)致后行槳葉阻力急劇增加，巡航效率大幅降低。

在航空領(lǐng)域中，專門針對(duì)共軸剛性高速旋翼槳根翼型的研究較少，目前已公開的為標(biāo)準(zhǔn)橢圓翼型，以及美國西科斯基公司在X2高速共軸剛性旋翼技術(shù)驗(yàn)證機(jī)上使用的DBLN526翼型。

在上述方案中，使用標(biāo)準(zhǔn)橢圓翼型雖能緩解旋翼反流區(qū)內(nèi)的某些不利氣動(dòng)現(xiàn)象的發(fā)生，但翼型并未針對(duì)旋翼反流區(qū)的流動(dòng)特性進(jìn)行專門設(shè)計(jì)，不能適應(yīng)高速直升機(jī)的需要。X2高速共軸剛性旋翼技術(shù)驗(yàn)證機(jī)上使用的DBLN526翼型，翼型下表面曲率存在微小突變，雖然進(jìn)行了相應(yīng)的設(shè)計(jì)，但翼型阻力較大，氣動(dòng)性能仍有進(jìn)一步提高的空間。

發(fā)明內(nèi)容

針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，本發(fā)明提供一種應(yīng)用于高速直升機(jī)旋翼反流區(qū)的類橢圓翼型，可有效解決上述問題。

本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下：

本發(fā)明提供一種應(yīng)用于高速直升機(jī)旋翼反流區(qū)的類橢圓翼型，所述應(yīng)用于高速直升機(jī)旋翼反流區(qū)的類橢圓翼型為前后對(duì)稱的鈍后緣翼型，保證翼型外形與根部圓形和槳葉外段翼型良好過渡，具有幾何相容性，降低飛行阻力，緩和失速特性；其中，翼型上表面前緣倒圓半徑為0.0385，翼型下表面前緣半徑為0.0230，翼型上表面后緣倒圓半徑為0.0385，翼型下表面后緣半徑為0.0230；

所述應(yīng)用于高速直升機(jī)旋翼反流區(qū)的類橢圓翼型的翼型最大厚度為26％C，最大厚度位置為50％C，彎度為2.8％C；

翼型下表面靠近前緣和后緣均具有一定的內(nèi)凹，使得翼型下表面的前部凹陷位置有范圍較大并且壓強(qiáng)較高的前加載，使得翼型下表面的后部凹陷位置有范圍較大并且壓強(qiáng)較高的后加載，以產(chǎn)生大范圍的下表面高壓區(qū)，從而提高翼型升力；其中，翼型下表面靠近前緣的最大內(nèi)凹位置為0.28C，最大內(nèi)凹量為0.05％C；翼型下表面靠近后緣的最大內(nèi)凹位置為0.72C，最大內(nèi)凹量為0.05％C；其中，C為翼型弦長。