一種全工況條件下高升力低力矩特性12%厚度旋翼翼型制造技術

本發明專利技術提出一種全工況條件下高升力低力矩特性12％厚度旋翼翼型，其特點為前緣半徑減小，以減少激波強度，進而減小阻力，增加升阻比；翼型下部厚度有所增加，以減小力矩。通過與目前國外公開的高升阻比和高阻力發散馬赫數相對厚度12％旋翼翼型OA312作對比，本發明專利技術提出的旋翼翼型在多工況條件下，完全滿足設計指標，具有高升阻比，高阻力發散馬赫數，高最大升力系數，且力矩系數較小，Ma＝0.77時零升阻力更小，滿足高性能直升機旋翼槳葉設計的性能要求。

【技術實現步驟摘要】
一種全工況條件下高升力低力矩特性12％厚度旋翼翼型
本專利技術涉及旋翼翼型設計
，具體為一種應用于高性能直升機旋翼的全工況條件下高升阻比、高最大升力系數、低零升阻力系數的12％厚度旋翼翼型。
技術介紹
直升機性能與先進旋翼翼型設計的密切關系主要體現在如下兩方面：(1)旋翼翼型性能的提升能夠促進高性能直升機的發展，如自然層流超臨界翼型使得翼型在相對厚度不變的條件下，阻力發散馬赫數提高0.05～0.12，或使翼型最大相對厚度提高2％～5％，因此，法國的OA5旋翼翼型系列的低阻力、高阻力發散馬赫數特性使得直升機的前飛速度、機動性能有明顯的提高。(2)直升機由于其不同于固定翼飛行器的特殊飛行機理，對翼型設計提出了特殊指標要求，需要在苛刻俯仰力矩限制條件下滿足前飛、機動、懸停等多種飛行狀態下對翼型不同性能的要求。最初的旋翼翼型為對稱翼型，如NACA0012等，70年代到80年代初期，設計出了阻力發散馬赫數有明顯提高的旋翼翼型，如OA-2，ЦАГИ-2等。在80年代期法國使用數值優化技術設計了OA3系列翼型，80年代后期-90年代初期繼續發展了OA4和OA5系列的旋翼翼型，使直升機性能獲得了很大提高。俄羅斯也在高性能翼型方面進行了大量基礎研究，如發展了ЦАГИ4翼型系列，并已發展了完善的翼型相關試驗設備和技術。美國NASA、西科斯基和貝爾等直升機公司也深入開展了高性能翼型研究，發展了各種先進翼型系列。這些國外先進翼型數據并不對外公開，處于技術保密狀態。目前國內尚無關于高升阻比旋翼翼型的專利技術。國外現有公開的12％厚度旋翼翼型OA312，該翼型厚度與本專利技術相同，但其他外形參數與本專利技術不同，且升阻比和最大升力系數還有待提升，不能適應直升機高性能旋翼設計需求。
技術實現思路
要解決的技術問題現今國內外公開的常規的12％相對厚度旋翼翼型的升阻特性和最大升力系數等均有待提升。本專利技術的目的是，設計一種擁有高升阻比，高最大升力系數且零升阻力系數更低的12％相對厚度翼型，以滿足高性能直升機旋翼的性能要求。技術方案根據上述目的，本專利技術提出了一種應用于直升機高性能旋翼槳葉設計需求的全工況條件下具備高升阻比、高的最大升力系數、低力矩特性的12％厚度旋翼翼型。其突出特點是，在多工況條件下，具有高升阻比，高最大升力系數且零升阻力系數更低。本專利技術的技術方案為：所述一種全工況條件下高升力低力矩特性12％厚度旋翼翼型，其特征在于：所述翼型上下表面幾何坐標(x，y)表達式分別為：其中下標up和low分別表示翼型的上、下表面，C為翼型弦長，系數為：進一步優選方案，所述一種全工況條件下高升力低力矩特性12％厚度旋翼翼型，其特征在于：系數優選：有益效果現有公開的12％厚度旋翼翼型，均難以滿足日益提升的升阻比，最大升力系數等氣動性能的要求，而本專利技術設計的翼型具有高升阻比，高最大升力系數且零升阻力系數更低。本專利技術的附加方面和優點將在下面的描述中部分給出，部分將從下面的描述中變得明顯，或通過本專利技術的實踐了解到。附圖說明本專利技術的上述和/或附加的方面和優點從結合下面附圖對實施例的描述中將變得明顯和容易理解，其中：圖1為本專利技術設計翼型的幾何外形圖；圖2為本專利技術設計翼型與對比翼型的幾何外形對比圖；圖3為本專利技術設計翼型與對比翼型在Ma＝0.6時的升力系數-攻角曲線對比；圖4為本專利技術設計翼型與對比翼型在Ma＝0.6時的升阻比-升力系數曲線對比。其中，A為翼型前緣，B為翼型上表面中后部，C為翼型上表面后部，D為翼型下表面。具體實施方式下面詳細描述本專利技術的實施例，所述實施例是示例性的，旨在用于解釋本專利技術，而不能理解為對本專利技術的限制。隨著新型高性能直升機的研制發展，對高性能直升機旋翼翼型設計提出了更嚴格的要求，要求在多工況條件下，具有高升阻比、高的最大升力系數、低力矩特性。本實施例就是基于上述目的，設計了一種具有高升阻比，高最大升力系數且零升阻力系數更低的12％厚度翼型。文中提到的全工況，是指直升機旋翼翼型在實際使用時的全部工作條件。對于本專利技術提出的翼型而言，是指馬赫數的變化范圍從0.3到0.6的工作條件。本實施例提出的翼型命名為NPU-HA-1273，根據相關優化過程得到的翼型族上下表面幾何坐標表達式分別為：其中下標up和low分別表示翼型的上、下表面，C為翼型弦長，系數如下表所示：NPU-HA-1273翼型的幾何表達式系數而且通過數值計算，上述系數在上下浮動不超過0.5％范圍內得到的翼型均具有較好的性能。對應的NPU-HA-1273翼型幾何特征如下表所示：翼型名稱最大厚度最大厚度位置最大彎度最大彎度位置NPU-HA-12730.119775C0.294C-0.023500C0.231C該翼型的主要特點包括：1、前緣半徑減小，以減少激波強度，進而減小阻力，增加升阻比；2、翼型下部厚度有所增加，以減小力矩。為了說明本實施例提出的翼型具有較好的性能，下面以OA312——國外一種高升阻比和高阻力發散馬赫數相對厚度12％旋翼翼型作為對比翼型，分析比較其氣動性能。申請人通過數值計算以及風洞試驗的方式進行對比：計算表明，翼型的最大升力系數，升阻比等指標全面超過了OA312翼型，僅阻力發散馬赫數略小于OA312翼型，但該翼型在Ma0.77時的零升阻力系數小于OA312翼型。計算結果見下表所示。設計翼型與對比翼型的氣動性能其中，Cl是升力系數，Ma是馬赫數，K是升阻比，Mdd為阻力發散馬赫數，Cm0是零升力矩系數，Cd0是零升阻力系數。由計算結果可以看出，在多工況條件下，設計翼型完全滿足設計指標，具有高升阻比，高阻力發散馬赫數，高最大升力系數，且力矩系數較小，Ma＝0.77時零升阻力更小。在西北工業大學NF-3低速風洞和NF-6高速風洞中，加工了翼型試驗模型，進行了旋翼翼型的靜態高低速風洞試驗。并與對比翼型OA312進行比較。圖3顯示，Ma＝0.6時，設計翼型升力系數全面高于對比翼型；Ma＝0.6時，設計翼型升阻比全面高于對比翼型。盡管上面已經示出和描述了本專利技術的實施例，可以理解的是，上述實施例是示例性的，不能理解為對本專利技術的限制，本領域的普通技術人員在不脫離本專利技術的原理和宗旨的情況下在本專利技術的范圍內可以對上述實施例進行變化、修改、替換和變型。本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種全工況條件下高升力低力矩特性12％厚度旋翼翼型，其特征在于：所述翼型上下表面幾何坐標(x，y)表達式分別為：

【技術特征摘要】
1.一種全工況條件下高升力低力矩特性12％厚度旋翼翼型，其特征在于：所述翼型上下表面幾何坐標(x，y)表達式分別為：其中下標up和low分別表示翼型的上、下表面，C為翼型弦長，系數為：

【專利技術屬性】
技術研發人員：楊旭東，彭小康，高正紅，黃明，左英桃，焦予秦，宋文萍，
申請(專利權)人：西北工業大學，
類型：發明
國別省市：陜西,61