Аэродинамический профиль лопасти воздушного винта летательного аппарата
Изобретение относится к области авиационной техники. Целью изобретения является улучшение эксплуатационных характеристик путем задержки образования интенсивных ударных волн и отрыва пограничного слоя при увеличении относительных чисел Маха. Профиль включает верхний 1 и нижний 2 контуры, выпуклые от передней кромки 3 профиля на большей части его хорды, вогнутые вблизи задней кромки 4 и расположенные асимметрично относительно хорды профиля, соединяющей переднюю и заднюю кромки. Координаты точек верхнего и нижнего контуров в соотношении к хорде заданы таблицей для профиля, имеющего максимальную относительную толщину 3,5%. 2 з.п.ф-лы, 7 ил.
СОЮЗ СОВЕТСКИХ
СОЦИАЛИСТИЧЕСНИХ
РЕСПУБЛИК (19) (И) (51)5 В 64 С 11 18 27 46
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Н flATEHTY
052
008
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ
Il0 ИЗОБРЕТЕНИЯМ И ОТНРЫТИЯМ
ПРИ ГКНТ СССР
1 (21 ) 3665258/40-23 (22) 1 7.11 83 (31) 8219337 (32) 18. 1),82 (33) FR (46) 30.01 ° 90. Бюл, (71) Оффис Насьональ д Этид э дэ
Решерш Аэроспасьаль (FR) (72) Жан-Жак Тибер н Жан-Марк Буске (FR) (53) 629. 7. 035. 2(088. 8) (56) Заявка франции № 2463054, кл. В 64 С 1 1/(8, 1981.
Европейская заявка (EP)
¹ 0.048,649, кл.В 64 С 27/46, 1982. (54) АЭРОДИНАМ((ЧЕСКИ((ПРОФИПЬ ЛОПАСТИ
ВОЗДУШНОГО HHHTA ЛЕТАТЕЛЫ(ОГО АППАРАТА
2 (57) Изобретение относится к области( авиационной техники. Целью изобретения является улучшение эксплуатационных характеристик путем задержки образования интенсивных ударных волн и отрыва пограничного слоя при увеличении относительных чисел Маха. Профиль включает верхний 1 и нижний 2 контуры, выпуклые от передней кромки
3 профиля на большей части его хорды, вогнутые вблизи задней кромки 4 и расположенные асимметрично относительно хорды профиля, соединяющей переднюю и заднюю кромки. Координаты точек верхнего и нижнего контуров в отношении к хорде профиля заданы табф лицей для профиля, имеющего максимальную относительную толщину 3,5Ж.
2 э.п. Ф-лы, 7 ил, 2 табл.
С:
1540653
Изобретение относится к авиационной технике и касается аэродинамжеского профиля лопасти вокдушного винта летательного аппарата.
Целью изобретения является улучшение эксплуатационных характеристик путем задержки образования интенсивных ударных волн и отрыва пограничного слоя при увеличении относительных чисел Маха.
На Фиг,1 показан аэродинамический профиль лопасти воздушного винта; на фйг.2 — симметричный профиль, в котором реализован закон изменения толщины профиля согласно изобретению на Фиг.3 — узел I на фиг.2; на фиг.4 — закон изменения кривизны про.филя; на фиг ° 5 — распределение давления вдоль поверхности симметричного профиля при М 0,88 и профиля. NACA 16; иа фиг.б — .то же, при М 0,92; на фиг.7 — изменение коэффициента лобового сопротивления в зависимости от числа М для профиля согласно изобретению и профиля NACA 16304..
Аэродинамический профиль включает верхний 1 и нижний 2 контуры, выпук,лые от передней кромки 3 на большей ЗО части его хорды и .вогнутые вблизи задней кромки" 4.
Аэродинамический профиль имеет четыре последовательно расположенные зоны I II Ш, IV в которых соблю- 35 дается определенный закон изменения толщины с профиля, и три зоны Ia„
IIa, IIIa, в которых соблюдается определенный закон изменения кривизны f средней линии профиля, 40
Ось ОХ системы прямоугольных координат совпадает с хордой профиля и положительно направлена от передней кромки 3 к задней кромке 4, причем . начало совпадает с передней кромкой 3. 45
Ось OY положительно направлена от нижнего контура к верхнему, Для симметричного профиля (Фиг.2) передняя кромка может иметь форму дуги (Фиг.3), при этом закон измене- 50 ния толщины С профиля между передней кромкой 3 и участком профиля с наибольшей толщиной С „ (конец зоны II) можно выразить формулой
У Ух +Ux +Ux +Брх + 55
+ U5Х + U6Х U7Х р (1), где U .......U7 — постоянные коэффи ° ° ° Е 4 7 циенты, а Х и У отнесены к хорде Ь, .В случае, когда зона II идет до
327 хорды и когда максимальная относительная толщина С/Ь равна 0,035 (3 ° 5X), ° коэффициенты формулы ()) имеют следующие величины;
U -44,937
Uz 49р052
U = -19,232
Ug 3,0433
Uq =,-0,1028
U6 * -0,0720
Ц -0 ° 0649 °
Зоны III u IV могут быть представлены формулой (2) между самым толстым участком и задней кромкой:
Uzx + Ugx + Uðx + U x + т 6 5 4 з 2
+ Ucx + U13x + U14x + Ul5 (2).
IIoc ToHHHble коэффициенты Us — UI5 выбирают в зависимости от.коэффициен-. тов уравнения (1) так, чтобы обеспечить неразрывность профиля s точке
5 максимальной толщины. В рассматриваемом случае, когда относительная толщина С/Ъ=0,035 (3,57), а самый толстый участок расположен íà 32Х хорды, они могут иметь следующие величины:
8,4058
Uq = -34,3764
U î 58 ° 4983
U)(= -53,5964
U = 28,4971
U+ = -8,8134
Uz = 0,1472
U@ = -0,0852 .
Благоприятный эффект определенного выше закона изменения толщины выгодно дополняется законом изменения кривизны, который позволяет получать прекрасные результаты при повышенных величинах несущей силы для величин числа М порядка 0,6, что соответствует режимам взлета и набора высоты.
Закон кривизны может быть предI ставлен, как и закон толщины, кривой в системе осей, где ось ОХ совпадает с хордой Ь, а ось ординат OY (фиг.4) направлена от нижней поверхности лопасти к верхней ее поверхности.
Закон кривизны может быть разложен на три эоны, представленные функциями, например полиномными.
Первая эона Х между передней кромкой и точкой максимальной кривизны
Рр может быть приблизительно определена отношением типа
1540653
Формула изобретения
I.Аэродинамический профиль лопасти воздушного винта летательного аппарата, включающий верхний и нижний
5 контуры, выпуклые от передней кромки профиля на большей части его хорды и вогнутые вблизи задней кромки и расположенные асимметрично относительно !О хорды профиля, соединяющей переднюю и заднюю кромки, о т л и ч а ю щ и йс я тем, что, с целью улучшения эксплуатационных характеристик путем задержки образования интенсивных I5 ударных волн и отрыва пограничного слоя при увеличении относительных чисел Маха, координаты точек верхне<го и нижнего контуров определены соотношениями 20 ер где. b - хорда профиля;
z/b - отношение координаты точек верхнего и нижнего контуров по оси Х, совпадающей с хор25 дой, к хорде;
Ъ
/Ь вЂ” отношение координаты точек верхнего контура по оси У, перпендикулярной оси Х, начало которой расположено в пе- 30 редией кромке, к хорде;
У„„„/Ь вЂ” отношение координаты точек нижнего контура по оси Y к хорде, причем величины х/Ъ,,Y „„ /Ь, У„„ /Ь 35 приведены в таблице
-У„„„ /Ь
Y>+p» /b х/Ъ
2 ° Профиль по и. 1 о т л шийся тем, что максимальная относительная толщина профиля составляет от 2 до 63 хорды.
З.Профиль по п.1, о т л и ч а ю— щ н и с я тем, что максимальная кривизна средней линии профиля расположена на 35Х хорды профиля.
09 0000
О, 0025
О 0050
0 0075
О 0100
Оэ 0125
О 0175
09 0250
О, 0325
0, 0500
О, 0750
04 1000
О, 1500
О 2000
О 3000
Оэ 4000
Ое 5000
О, 6000
Оа 7000
0 8000
О, 9000
О, 9500
I ° ОООО
0,00000
0,00337
0,00502
О, 00618
О, 00711 . О, 00791
О, 00944
О 01135
О, О! 293
0101591
О, 01925
О, 02198
О, 02615
О, 02889
О, 03083
О» 03049
О 02839
О, 02477
О, 01997
О, 01407
О 00686О, 00301
О 001 29
0,00000
О, 00279
Оэ 00360
О, 00414
0,00449
0,00475
О, 00521
0,00566
0,00587
О, 00603
О, 00594
О, 00578
О, 00542
О, 00494
О, 00424
О, 00428
О) 00481
О, 005 I 1
0 005! 7
О, 00448
О, 00247
О, 00093
О, 00129
0653
Продолжение таблицы
Î, 00594
О, 00578
О, 00542
О, 00494
О, 00424
0,00428
О, 00481
0,00511
О, 00517
О, 00448
0tO0247
0,00093
О, 001 29
0,01925
0,02198
0,02615
0,02889
0,03083
0 03049
0,02839
0,02477
0,01997
O,01407
0,00686
0,00301
0,00129
О, 0750
О, 1000
0 1500
О, 2000
О, 3000
0,5000
0,6000
О, 7000
0,8000
О, 9000
0,9500
1,0000
20
5 I 54
Y=M z +Их +Mz +Их, (3)
Вторая зона Il: между точкой максимальной кривизны Р и точкой Р„,. расположенной на абсциссе x/Ь=0,65, может быть определена отношением типа
Y = М х + М х + М х + M>, (4)
Третья эона Ш между точкой
Р, абсциссы х/Ь=0,65 и задней кромкой может быть определена отношением типа
М9х + M î х. + М, х + M z, (5), В этих отношениях М вЂ” M являют1Ф. ся постоянными коэффициентами, х— абсцисса, отнесенная к хорде профиля Ь, у — ордината, отнесенная к. хорде профиля Ъе
Если проекция на хорду точки максимальной кривизны находится на 35% .хорды, т.е. Р =0,35Ь (35% хорды), а величина максимальной кривизны
f®„„ взята приблизительно равной
0,0136Ь, коэффициенты могут иметь приблизительно следун>щие величины:
М<= 0,1589 M = 0,0730
Мг= О 2151 Мв= О 00252
И 0 0874 М 0 0186
M4,= 0,00455 М, = 0,03069
О
Иь= -0,1411 М = 0,02676 Объединение закона изменения кри-. визны средней линии и закона изменения толщины профиля позволяет получить асимметричный профиль, показанный на фиг.l.
Использование функций (1)-(5) и коэффициентов U и М, указанных выше, определяет координаты точек верхнего и нижнего контуров, заданных соотношениями
Y /b=f, (х/Ь) и У /Ь1 (х/Ь), приведенными в таблице.
Получение профилей, относительная толщина которых находится в промежутке от 2 до 6%, осуществляется путем простого умножения ординат, . приведенных в таблице, на отношение относительной толщины желаемого профиля к относительной толщине 3,5% профиля, координаты которого приведены в таблице. !
Характер распределения давления вдоль поверхности симметричного профиля (кривая 5, фнг.5) показывает повышенную величину коэффициента давления С приблизительно до 20% хорды и сохранение его на уровне, превышаю-щем величину этого коэффициента для профиля типа NACAIб (кривая 6) при числе M=0,88, Распределение давления при увеличении числа М=0,92 показано на фиг.б. Это позволяет получить менее интенсивные и расположенные ближе к переднему концу ударные волны, в результате чего задерживается отрыв пограничного слоя и обеспечивается
Х/Ь
Уьер> /Ь
0 0000
0,0025
О, ОО5О
0,0075
О, 0100
О, 0125
О, 0175
0,0250
0,0325
О, 0500
О, 00000
О, 00337
0,00502
0,00618
ÎвОО711
О, 00791
О, 00944
О, 01135
О, Ol 293
О, 01591
О, 00000
О, 00279
0,00360
0,00414
0,00449
О, 00475
О, 00521
0,00566
0,00587
0,00603
55 снижение уровня лобового сопротивления при больших величинах числа М, Сравнительные испытания профиля, показанного на Фиг.l c MBKcHMBsTbHcA относительной толщиной 3,5%, и профиля тина НАСА 16304 с максимальной относительной толщиной 4%, проведенные в аэродинамической трубе (Фиг.7), показывают, что увеличение лобового сопротивления в зависимости от числа M для профиля согласно изобретению (кривая 7) значительно задер|жив ается по сравнению с профилем ЧАСА 16304 (кривая 8), Выигрыш составляет примерно 5%.
1540653
1540653
Составитель А, Розенфельд
Техред М.Дидык Корректор О. Ципле
Редактор А, Маковская
Заказ 234 Тираж 383 Прдписное
ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР
113035, Москва, Ж-35, Раушская наб., д. 4/5
Производственно-издательский комбинат "Патент", r. Ужгород, ул. Гагарина, 101
