CN104816827B - 一种翼尖后掠下反的低诱导阻力直升机旋翼 - Google Patents

Abstract

一种翼尖后掠下反的低诱导阻力直升机旋翼，其特征在于：在旋翼远离旋转中心的一端即翼尖，增加一个小翼，小翼的根部弦向长度小于主翼尖部弦向长度，且小翼尖部弦线低于主翼旋转平面即小翼下反，并向内扭转一定角度，小翼的前缘后掠；本发明提出了一种翼尖后掠下反的低诱导阻力直升机旋翼，它是一种全新的直升机旋翼，其中最主要创新点在于翼尖气动布局形式。该旋翼具有明显的低悬停诱导阻力特性，对提高直升机的悬停效率大有帮助。

Description

一种翼尖后掠下反的低诱导阻力直升机旋翼

技术领域

本发明为旋翼飞行器旋翼气动设计，属于飞行器设计领域，具体来说是涉及一种翼尖后掠下反的低诱导阻力直升机旋翼，它是一种有特殊的翼尖气动布局的直升机旋翼。

背景技术

旋翼飞行器，以直升机和旋翼机为代表，具有可垂直起降、灵活机动、速度与效率较高的优点。这种特性使得直升机特别适合在拥挤的市区和地形复杂的野外执行巡逻、监视等任务。

旋翼飞行器的气动设计核心在于旋翼。旋翼由于自身载荷一般较大且有周期性运动的特点，效率一般较固定翼飞行器为低，这种状况在悬停飞行中尤其明显。因此，旋翼设计一直以提高直升机的悬停效率作为一个重要的设计目标。

提高直升机的悬停效率，一个最简单的方式就是提高直升机的旋翼实度。这一方案可以通过增加旋翼弦长或者增加旋翼叶片数来实现。然而，这一方法对于高速直升机和低速直升机均有局限。对高速直升机而言，过大的旋翼实度造成旋翼浸润面积增加，旋翼消耗功率上升，飞行效率下降；对低速直升机而言，过大的旋翼实度使旋翼转速下降，对外界气流乱流扰动敏感性增加，飞行的平稳性下降。因此要通过适当的旋翼外形设计来提高直升机的悬停效率，其中翼尖的设计是很重要的组成部分。

发明内容

1.要解决的技术问题

一般情况下，旋翼悬停阻力力矩大，悬停效率低。这个问题无法通过对旋翼的简单放大缩小或增加旋翼叶片数解决。为了解决这个问题，本发明提出了一种翼尖后掠下反的低诱导阻力直升机旋翼，它是一种全新的直升机旋翼，其中最主要创新点在于翼尖气动布局形式(以下简称翼尖)。该旋翼具有明显的低悬停诱导阻力特性，对提高直升机的悬停效率大有帮助。

2.采用的技术方案

一种翼尖后掠下反的低诱导阻力直升机旋翼，其最主要特征在于：

1)在旋翼远离旋转中心的一端(即翼尖)，增加一个小翼，小翼的根部弦向长度小于主翼尖部弦向长度，且小翼尖部弦线低于主翼旋转平面(即小翼下反)，并向内扭转一定角度。小翼的前缘后掠。

小翼的形状及位置可以由以下参数描述：小翼根弦长clr、小翼梢弦长clt、小翼展长b、小翼前缘后掠角X、小翼下反角θ、小翼扭转角在本发明中，小翼根弦长clr约为主翼翼尖弦长C₃的0.7到0.5倍，小翼展长b与小翼根弦长clr的比值约为1.5到1，小翼前缘后掠角X在40°到60°之间，小翼下反角大于20°，小翼扭转角为-3°到-5°。小翼的所有几何参数中，角度与旋翼的几何尺寸无关，而所有尺寸均与旋翼的翼尖弦长成比例。

2)旋翼中除小翼之外的部分(基础翼)，采用双梯形平面布局形式。该布局形式的弦长变化规律为：以桨叶旋转轴(桨毂)为基点，展向0％～40％长度内，由C₁线性变化到C₂；展向40％到100％长度内，由C₂线性变化到C₃。其中，C₂>C₁，C₂>C₃，C₁与C₃没有特定关系。每个梯形翼段的根梢比不大于2。

3)基础翼桨叶扭转角γ的变化规律为：以桨叶旋转轴(桨毂)为基点，展向0％～40％长度内，由γ₁线性变化到γ₂；展向40％到100％长度内，由γ₂线性变化到γ₃。其中，γ₁为负值，即桨叶在根部存在负扭转；γ₂、γ₃为正值，且γ₂>γ₃。一般γ₂不大于5°，常取3°；γ₁不小于-3°，常取-2°。旋翼截面形状(翼型)选择策略为，在根部使用较厚的低弯度翼型，展向40％位置使用弯度和厚度适中的翼型，梢部为薄对称翼型。翼型需要根据具体需要选择。

3.有益效果

本发明的优点在于，采用该设计的旋翼叶片，与矩形平面形状的旋翼叶片相比，阻力力矩可下降达12％，而升力仅损失3％，可以认为没有明显损失。

附图说明

图1为本发明的正等轴测图；

图2为本发明的俯视图；

图3为本发明翼尖小翼部分的正视图；

图4为本发明翼尖小翼部分的俯视图；

图5为本发明翼尖小翼部分的向视图。

图中符号说明如下：

B、基础翼；L、小翼；γ₁、旋翼根部扭转角；γ₂、旋翼40％位置扭转角；γ₃、旋翼梢部扭转角；C1、旋翼根部弦长；C2、旋翼40％位置弦长；C3、旋翼梢部弦长；Φ、小翼扭转角；θ、小翼下反角；b、小翼展长；X、小翼前缘后掠角；clr、小翼根弦长；

clt、小翼梢弦长。

具体实施方式

下面将结合附图和实施实例对本发明做进一步的详细说明。见图1—图5，

1.本发明中基础翼的根弦长(C1)为56mm，40％展向弦长(C2)为104mm，梢弦长(C3)70mm，展长1175mm，旋翼根部扭转角(γ₁)为-2°，40％展向扭转角(γ₂)为3°，梢部扭转角(γ₃)为1°

2.本发明中基础翼的根部翼型为NACA 67A236，展向40％至80％位置翼型为NACA25013，80％位置之外的翼型为NACA 0008。

3.本发明中的小翼位于旋翼翼尖位置，如图1中所示；描述小翼的几何参数如图4和图5所示。在本例中，小翼根弦长clr的长度为主旋翼梢弦长(C₃)的0.57倍，为40mm；小翼梢弦长clt为小翼根弦长的0.6倍，为24mm；小翼展长b为小翼根弦长clr的1.25倍，为50mm。小翼后掠角X为44°，小翼下反角θ为30°，小翼扭转角为-3°。

Claims (1)

1.一种翼尖后掠下反的低诱导阻力直升机旋翼，其特征在于：在旋翼远离旋转中心的一端即翼尖，增加一个小翼，小翼的根部弦向长度小于基础翼尖部弦向长度，且小翼尖部弦线低于基础翼旋转平面即小翼下反，并向内扭转一定角度，小翼的前缘后掠；

小翼的形状及位置由以下参数描述：小翼根弦长clr、小翼梢弦长clt、小翼展长b、小翼前缘后掠角X、小翼下反角θ、小翼扭转角其中，小翼根弦长clr为基础翼翼尖弦长C₃的0.7到0.5倍，小翼展长b与小翼根弦长clr的比值为1.5到1，小翼前缘后掠角X在40°到60°之间，小翼下反角大于20°，小翼扭转角为-3°到-5°；小翼的所有参数中角度参数与旋翼的几何尺寸无关，而其它参数均与旋翼的翼尖弦长成比例；

旋翼中除小翼之外的部分即基础翼，采用双梯形平面布局形式；该布局形式的弦长变化规律为：以桨叶旋转轴即桨毂为基点，展向0％～40％长度内，由旋翼根部弦长C₁线性变化到旋翼40％位置弦长C₂；展向40％到100％长度内，由旋翼40％位置弦长C₂线性变化到旋翼梢部弦长C₃，其中，旋翼40％位置弦长C₂大于旋翼根部弦长C₁，旋翼40％位置弦长C₂大于旋翼梢部弦长C₃，旋翼根部弦长C₁与旋翼梢部弦长C₃没有特定关系，每个梯形翼段的根梢比不大于2；

基础翼桨叶扭转角γ的变化规律为：以桨叶旋转轴即桨毂为基点，展向0％～40％长度内，由旋翼根部扭转角γ₁线性变化到旋翼40％位置扭转角γ₂；展向40％到100％长度内，由旋翼40％位置扭转角γ₂线性变化到旋翼梢部扭转角γ₃；其中，旋翼根部扭转角γ₁为负值，即桨叶在根部存在负扭转；旋翼40％位置扭转角γ₂和旋翼梢部扭转角γ₃为正值，且旋翼40％位置扭转角γ₂大于旋翼梢部扭转角γ₃；旋翼40％位置扭转角γ₂不大于5°；旋翼根部扭转角γ₁不小于-3°；旋翼截面形状选择策略为，在根部使用较厚的低弯度翼型，展向40％位置使用弯度和厚度适中的翼型，梢部为薄对称翼型。