[發明專利]一種配置于升力偏置旋翼根部的翼型

有效

• 申請號: 202110320695.1
• 申請日: 2021-03-25
• 公開（公告）號: CN112960112B
• 公開（公告）日: 2022-07-01
• 發明（設計）人: 招啟軍;原昕;趙國慶;陳希;王博;張夏陽
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: B64C27/467
• 分類號: B64C27/467
• 代理公司: 北京高沃律師事務所 11569
• 代理人: 劉鳳玲

本發明涉及一種配置于升力偏置旋翼根部的翼型，所述翼型為前后緣非對稱的雙鈍頭翼型，所述翼型的最大厚度為26％c，最大厚度位置為50％c，彎度為3.7％c，面積為0.2c²；所述翼型的上表面前緣半徑為0.0365c，下表面前緣半徑為0.0153c，上表面后緣半徑為0.0711c，下表面后緣半徑為0.0203c，其中c為翼型弦長。本發明的配置于升力偏置旋翼根部的翼型，具有更好的氣動性能，即在升力偏置旋翼的典型工作狀態下阻力更低，力矩系數低，能夠適應升力偏置旋翼槳葉根部的來流變化，實現有效減阻，更適合配置在升力偏置旋翼的根部。

技術領域

本發明涉及旋翼翼型設計技術領域，特別是涉及一種配置于升力偏置旋翼根部的翼型。

背景技術

常規直升機的前飛速度主要受制于旋翼槳盤的非對稱氣動特性，如圖1所示，圖1中ΩR表示槳尖旋轉速度，V表示旋翼前飛速度。槳葉旋轉速度與來流速度的疊加導致大速度飛行時前行側槳尖區域處于強壓縮狀態，后行側槳葉發生大面積失速。升力偏置旋翼通過在共軸雙旋翼的構型上應用升力偏置概念(即，使槳盤產生的升力集中在前行側)，實現大速度前飛時對后行槳葉的卸載，從而克服后行槳葉失速造成的前飛速度限制。升力偏置旋翼的橫向平衡是通過上下兩副同軸反轉的旋翼產生的滾轉力矩互相抵消實現的，因此不再需要為了橫向平衡抑制前行槳葉的升力潛能。升力偏置一方面對后行槳葉進行了卸載，顯著降低了后行側的阻力。另一方面可以使得前行槳葉在更接近最佳迎角的工況下運行，從而獲得更好的高速前飛性能。

裝配升力偏置旋翼的共軸剛性雙旋翼復合式直升機突破了400km/h的前飛速度，拓寬了飛行速度包線，但同時也帶來了對旋翼槳葉氣動布局的考驗。隨著前飛速度的增加，位于旋翼后行側的反流區面積也隨之擴大，而以高速前飛為典型工況的升力偏置旋翼為了削弱前行槳尖的強壓縮性使用的降轉速技術進一步增加了反流區的范圍與反流強度。反流區內氣流從槳葉剖面翼型的后緣流向前緣，如果仍然配置常規旋翼使用的鈍頭尖后緣翼型會導致嚴重的氣流分離、造成較大的型阻損失。雙鈍頭翼型就是在該背景下誕生的。

目前僅有應用于X2技術驗證機上的DBLN526翼型是已配置于真機升力偏置旋翼槳葉的根部特有翼型，同時還有一些對標準橢圓翼型在正流與反流區氣動特性的研究。這些翼型同屬于雙鈍頭翼型，前緣與后緣外形均為鈍頭且關于1/2弦長位置對稱。雙鈍頭的外形特征主要目的是降低反流區內的型阻。然而升力偏置旋翼的槳葉根部剖面翼型經歷的前行側正向流動與后行側反流區內的反向流動并不是對稱的。應用升力偏置概念后，大多數情況下前行槳葉具有較大的正迎角，后行槳葉被卸載則處于較小負迎角的工況，如圖2所示，圖2中S表示相對來流速度，a表示來流迎角。因此左右對稱的雙鈍頭翼型并不是最適合于升力偏置旋翼根部減阻的翼型。

發明內容

本發明的目的是提供一種配置于升力偏置旋翼根部的翼型，配置于升力偏置旋翼根部，能夠適應升力偏置旋翼槳葉根部的來流變化，實現有效減阻。

為實現上述目的，本發明提供了如下方案：

一種配置于升力偏置旋翼根部的翼型，所述翼型為前后緣非對稱的雙鈍頭翼型，所述翼型的最大厚度為26％c，最大厚度位置為50％c，彎度為3.7％c，面積為0.2c²；

所述翼型的上表面前緣半徑為0.0365c，下表面前緣半徑為0.0153c，上表面后緣半徑為0.0711c，下表面后緣半徑為0.0203c，其中c為翼型弦長。

可選地，在馬赫數0.4，雷諾數2.81×10⁶，正向來流迎角10°的狀態時，所述翼型的升力系數為0.78345，阻力系數為0.032774，力矩系數為-0.015140。

可選地，在馬赫數0.4，雷諾數2.81×10⁶，反向來流迎角-5°的狀態時，所述翼型的升力系數為-0.26935，阻力系數為0.018620，力矩系數為-0.19617。

根據本發明提供的具體實施例，本發明公開了以下技術效果：