АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ПРОФИЛЬ НЕСУЩЕГО ЭЛЕМЕНТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AIRFOIL OF THE CARRIER ELEMENT OF AN AERIAL VEHICLE

Изобретение относится к авиации и может быть использовано при проектировании лопастей несущего и рулевого винтов винтокрылых летательных аппаратов.
Известно достаточно большое количество аэродинамических профилей, аналогичных предлагаемому по структуре и назначению [см. патенты ЦАГИ RU 2098321, публ. 10.12.1997 г., RU 2123453, публ. 20.12.1998 г., RU 2145293, публ. 10.02.2000., 10385 публ. 16.07.1999].
Недостатками большинства известных вертолетных профилей, является отсутствие математически гладкой аналитической образующей, что является следствием экспериментального метода их проектирования. В связи с этим в рамках данного изобретения была предпринята попытка построения всех элементов вертолетного профиля на основе использования единого комплексного математического алгоритма. Такой подход к проектированию профиля позволил добиться математической гладкости его образующей и, как следствие, безотрывного обтекания в широком диапазоне углов атаки в диапазоне актуальных для винтокрылых аппаратов числе Маха 0.3<=М<=0.8. Возможность использования аэродинамического профиля в широком диапазоне углов атаки позволит добиться высоких значений тяги несущего винта вертолета при относительно небольших его габаритах, что особенно важно при проектировании легких вертолетов.
Наиболее близким к изобретению (прототипом) является широко известный аэродинамический профиль NACA 23012 (4.3 книги "Вертолеты. Расчет и проектирование". - М.: Машиностроение, 1966), контур которого образован наложением гладкого контура симметричного профиля NACA-0012, описываемого дробно-степенным полиномом, на среднюю линию (по нормали к ней), составленную из носовой части - кубической параболы и хвостовой прямолинейной части, состыкованных без излома и разрыва кривизны контура (NACA Report, N 824, 1945, с. 101, 146). Полученная таким образом форма контура профиля-прототипа определяет его аэродинамические характеристики при обтекании воздушным потоком.
Y
Ymax
f
Причиной, препятствующей получению указанного ниже технического результата при использовании известного аэродинамического профиля NACA 23012 являются относительно малые значения аэродинамического качества при числе Маха набегающего потока М=0,5-0,65, недостаточно высокая несущая способность Cymax при М=0,3-0,5; сравнительно низкие величины критических значений чисел М начала роста сопротивления профиля в рабочем диапазоне его нагружений 0,2<C(М)<C (для средних сечений лопастей несущих винтов вертолетов) в крейсерском полете; переменное по значениям числа М положение аэродинамического фокуса X. Эти особенности очень сильно ограничивают возможность использования данного профиля при проектировании несущих винтов современных вертолетов.
Сущность изобретения заключается в следующем.
Задачей изобретения является создание вертолетного аэродинамического профиля с математически гладкой образующей, позволяющей обеспечить высокие несущие свойства и аэродинамическое качество в широком диапазоне углов атаки при числах Маха М=0,5-0,8. Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, выражается в более высоком, по сравнению с прототипом NACA 23012, аэродинамическом качестве при более высоких значениях коэффициента подъемной силы Суа при числах Маха М=0,5-0,8.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном профиле NACA 23012, содержащем верхнюю поверхность, нижнюю поверхность и затупленную заднюю кромку, согласно изобретению модифицируется форма верхней и нижней поверхности и кроме того, затупленная задняя кромка заменяется тонкую хвостовую часть в виде пластинки с толщиной равной толщине задней кромки профиля, которая выступает за пределы хорды на 0,06В, причем угол, который составляет пластинка с хордой профиля находится в диапазоне от -3° до 6°.
Причинно-следственные связи признаков изобретения с техническим результатом выражаются в следующем: новая форма нижней и верхней поверхности меняет обтекание профиля по сравнению с прототипом, улучшая его АДХ. Тонкая хвостовая часть в виде пластинки способствует увеличению несущих свойств профиля не только за счет течения вблизи самой пластинки, но и за счет перераспределения коэффициента давления на всей поверхности профиля, что характерно для дозвукового обтекания профилей.
Представленные далее чертежи и таблицы иллюстрируют суть данного изобретения и его сравнительную эффективность:
Таблица 1 - Исходный профиль (один из возможных вариантов профиля с максимальной толщиной около 11,4%, расположенной на Х/В=0.335).
Таблица 2 - Диапазоны координат профиля (семейство профилей, построенных на основании исходного профиля табл. 1 по общему принципу и отличающихся относительной толщиной).
Фиг. 1 - иллюстрирует основные элементы профиля по данному изобретению. Контуры данного профиля приведены в сравнении с контурами профиля-прототипа NACA 23012.
Фиг. 2 - иллюстрирует форму семейства аэродинамических профилей, построенных с использованием общего математического подхода из исходного профиля фиг. 1. Профили отличаются друг от друга относительной толщиной, которая определяется коэффициентами пропорциональности, применяемыми для изменения кривизны верхней и нижней поверхности.
Фиг. 3 - иллюстрирует сравнение формы профиля по данному изобретению с семейством профилей по патенту RU 2123453 С1.
Фиг. 4 - иллюстрирует сравнение формы профиля по данному изобретению с семейством профилей по патенту RU 2098321 С1.
Фиг. 5 - иллюстрирует сравнение формы профиля по данному изобретению с семейством профилей по патенту RU 10385 U1.
max
На фиг. 6-11 приведены характеристики максимального аэродинамического качества K данного профиля в сравнении с прототипом NACA 23012 при числах Маха набегающего потока М=0.3-0.8.
На фиг. 12 приведена зависимость коэффициента момента тангажа от числа Маха при нулевом значении коэффициента подъемной силы.
Таким образом, аэродинамический профиль лопасти винта, спроектированный в соответствии с сущностью данного изобретения, имеет по сравнению с известными профилями для лопастей винтов вертолетов значительные преимущества в основных аэродинамических характеристиках, определяющих характеристики винтов на различных режимах полета винтокрылого летательного аппарата.
Описание устройства
max
mах
1. Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата, образованный верхней и нижней частями линии своего контура, имеющий скругленную переднюю кромку, заостренную или затупленную заднюю кромку, соединенные между собой гладкими верхним и нижним участками контура профиля, отличающийся тем, что расстояние Yв, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вверх до верхней части контура, плавно возрастает от передней кромки профиля до своего максимального значения Yв 0,0778В, расположенного в диапазоне X=0,36В-0,37В, скругленная передняя кромка профиля выполнена с радиусом кривизны Rв по верхней части контура, равным Rв=0,019В, который далее плавно увеличивается вдоль хорды профиля до значений Rв=1,9В, в точке контура, максимально удаленной от хорды профиля, где X расстояние, отсчитанное от передней кромки вдоль хорды профиля, В хорда профиля, далее по направлению к задней кромке расстояние от хорды профиля до его контура монотонно уменьшается, а радиус кривизны верхней части контура продолжает увеличиваться вплоть до значений 0,85В, где выпуклая передняя часть контура верхней поверхности профиля плавно состыкована с прямолинейной хвостовой частью, угол между касательной к верхней части контура и хордой профиля при Х=В составляет 10,35°, расстояние Yн, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вниз до нижней части контура, плавно увеличивается от передней кромки профиля до своего максимального значения Yн 0,0366В при X=0,26В и затем монотонно убывает к задней кромке профиля, скругленная передняя кромка нижней поверхности профиля выполнена с радиусом кривизны по нижней части контура Rн=0,0127В, который немонотонно увеличивается вдоль хорды профиля, достигая максимума при X=0,675В, и далее уменьшается до значений 1,0В…1,2В у задней кромки при X=В, угол между касательной к нижней части контура профиля у задней кромки и хордой профиля составляет 5,4°, а толщина задней кромки профиля составляет величину 0,005В. Координаты профиля приведены в таблице 1.
2. Профиль по п. 1, отличающийся тем, что расстояние от хорды до верхней части контура пропорционально расстоянию от хорды до верхней части контура для профиля по п. 1, расстояние от хорды до нижней части контура пропорционально расстоянию от хорды до нижней части контура для профиля по п. 1, коэффициенты пропорциональности находятся в диапазоне 0,90…1,10 и могут различаться для верхней и нижней поверхностей профиля.
3. Профиль по пп. 1 и 2, отличающийся тем, что на его задней кромке имеется дополнительная тонкая хвостовая часть в виде пластинки с толщиной равной толщине задней кромки профиля, выступающая за пределы хорды на 0,06В, причем угол, который составляет пластинка с хордой профиля находится в диапазоне от -3° до 6°.
4. Профиль по п. 1, отличающийся тем, что имеет безразмерные координаты Y/В, расположенные в диапазонах, приведенных в таблице 2.
Таблица 1 - Координаты исходного профиля (один из возможных вариантов профиля с максимальной толщиной около 11,4%, расположенной на Х/В=0.335).
Таблица 2 - Диапазоны координат профиля (семейство профилей, построенных на основании исходного профиля табл. 1 по общему принципу и отличающихся относительной толщиной).