一种直升机旋翼翼型制造技术

本实用新型专利技术实施例公开了一种直升机旋翼翼型，涉及空气动力技术领域，能够同时提高静态和动态状态下翼型升力、阻力、力矩特性，减小旋翼飞行器在实际的非定常状态试飞过程中的隐患。本实用新型专利技术包括：翼型的上表面弯曲外凸，翼型的下表面上凹，翼型的外表面由S1‑S5段组成，其中：S1段和S5段为翼型的后缘收缩段，S1段与S5段在翼型的后缘位置处封闭连接；S2段为翼型的下表面上凹段，分别与S1段和S3段封闭连接，S3段的前缘半径大于SC1095型翼型的前缘半径，翼型的中弧线的弯度大于SC1095型翼型；S3段为翼型的前缘段，并与S4段封闭连接；S4段为翼型的上表面的平台段，并与S5段封闭连接。本实用新型专利技术适用于非定常气动特性下的旋翼飞行器。

【技术实现步骤摘要】

本技术涉及空气动力
，尤其涉及一种直升机旋翼翼型。
技术介绍
自从直升机等旋翼飞行器开始应用在军民领域，针对直升机旋翼翼型的研究和设计方案从未停止。通过统计并记录现代计算机的仿真技术和大量的风洞实验结果，一些航空发达国家已经建立了相应的直升机旋翼专用翼型库，例如著名的有美国波音公司的VR系列，法国的OA系列，俄罗斯的TsAGI系列等，并被现代直升机广泛使用。不同的翼型方案往往针对性的改善直升机某方面的性能，如：提高旋翼升力、降低旋翼噪声水平、改善旋翼失速特性等方面。直升机等旋翼飞行器在垂直飞行、平飞以及机动飞行等每个飞行状态下旋翼翼型会面临着不同的气动环境，因而旋翼翼型的气动特性要考虑满足大马赫数范围、大迎角范围以及大雷诺数范围的要求。但是，目前的方案库主要是建立在定常状态的实验环境下，难以准确反映出旋翼翼型非定常的气动特性，导致旋翼飞行器在实际的非定常状态试飞过程中，存在很大隐患。
技术实现思路
本技术的实施例提供一种直升机旋翼翼型，能够同时提高静态和动态状态下翼型升力、阻力及力矩特性，减小旋翼飞行器在实际非定常状态的试飞过程中的隐患。为达到上述目的，本技术的实施例采用如下技术方案：翼型的上表面弯曲外凸，且从所述上表面外凸部分的最高点至所述翼型后缘呈S型弯曲；所述翼型的下表面内凹，且从所述下表面内凹部分的最高点至所述翼型后缘呈S型弯曲。相对于现有技术，本实施例的翼型设计同时考虑定常状态和非定常状态翼型的定常气动特性，在定常状态下升力、阻力和力矩水平与现有翼型相比基本一致，在非定常状态下抑制了翼型前缘涡的生成，改善了升力、阻力及力矩的变化，能同时提高静态和动态状态下翼型升力、阻力及力矩特性，减小了旋翼飞行器在实际的非定常状态试飞过程中的隐患。附图说明为了更清楚地说明本技术实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。图1a为本技术实施例提供的翼型剖面结构示意图；图1b为本技术实施例提供的纵横比例为1:1的翼型剖面结构示意图；图2-4为本技术实施例提供的翼型的对比实验的参数示意图；图5a、图5b、图5c为本技术实施例提供翼型的气动特性的对比实验参数的示意图。具体实施方式为使本领域技术人员更好地理解本技术的技术方案，下面结合附图和具体实施方式对本技术作进一步详细描述。下文中将详细描述本技术的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本技术，而不能解释为对本技术的限制。本
技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本技术的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的任一单元和全部组合。本
技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本技术所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。本技术实施例提供一种直升机旋翼翼型，如图1a所示的“设计翼型”，相对于SC1095型翼型，本实施例中所述翼型的上表面弯曲外凸，所述翼型的下表面上凹，所述翼型的外表面由S1-S5段组成，其中：S1段和S5段为所述翼型的后缘收缩段，S1段与S5段在所述翼型的后缘位置处封闭连接。以保证翼型在后缘位置处封闭；S2段为所述翼型的下表面上凹段，分别与S1段和S3段封闭连接，且S3段的前缘半径大于SC1095型翼型的前缘半径，所述翼型的中弧线的弯度大于所述SC1095型翼型。以此减小翼型的最大厚度，从而在较大迎角下减小翼型阻力，同时减小下翼面的压强以增加翼型的升力。S3段为所述翼型的前缘段，并与S4段封闭连接。从而通过增加翼型前缘半径，来降低翼型前缘附近的逆压梯度，从而抑制动态失速涡的生成。S4段为所述翼型的上表面的平台段，并与S5段封闭连接。从而通过减小逆压梯度来缓解气流分离，抑制动态失速。需要说明的是，本实施例中所设计的翼型可以是如图1a所示的形状，也可以基于图1a所示形状的变形，例如：如图1b所示的形状，且变形后的形状的宽窄、高低有别于如图1a所示的形状，但变形后的形状相对于SC1095型翼型，所述翼型的上表面依然弯曲外凸，且所述翼型的下表面上凹，并且变形后的翼型的S1-S5段符合与如图1a所示的形状相同的设计条件。具体的，在本实施例中，如图1a所示的“设计翼型”，所述翼型的中弧线的弯度的最大值L1为0.022单位，所述翼型的中弧线的弯度呈现最大值的位置距离S3段的前缘0.336单位。需要说明的是，本实施例中所述的“单位”等于所述翼型的弦线长度，即1个所述翼型的弦线长度等于1个所述单位。具体的，在本实施例中，如图1a所示的“设计翼型”，S1段的长度大于0.62单位且小于1单位。S2段的长度大于0.07单位且小于0.47单位。S3段处于下表面部分的长度大于0且小于0.07单位，S3段处于上表面部分的长度大于0且小于0.08单位。S4段的长度大于0.08单位且小于0.47单位。S5的长度大于0.47单位且小于1.0单位。在本实施例的优选方案中，所述翼型的最大厚度L2为0.099单位，所述翼型呈现最大厚度的位置距离S3段的前缘0.383单位。在本实施例的优选方案中，所述翼型的上翼面的后缘夹角A1为5.1°，下翼面的后缘夹角A2为7.2°。在本实施例的优选方案中，基于如图1a或1b所示的翼型，该翼型外表面各段的关键点的坐标如表1所示，包括了：翼型的上下翼面的坐标值，其中表1第二列为下翼面横坐标，表1第三列为下翼面纵坐标；表1第五列为上翼面横坐标，表1第六列为上翼面纵坐标。表1本实施例中的翼型的前缘半径可以大于SC1095型翼型的前缘半径，如图1a所示的本实施例的翼型与SC1095型翼型的对比，其中，动态优化的翼型的弯度更大，而且具有大的前缘半径。值得注意的是动态失速优化下的翼型下表面明显上凹。本实施例的翼型在动态计算模拟中，在整个俯仰运动周期内，翼型前缘涡基本上被消除，流线一直附着于翼型上表面，从而消除了由前缘涡引起的力矩及升力系数的剧烈变化。另一方面，由于本实施例的翼型的流线基本上附着于翼型表面，从而有效地消除了分离区，使得本实施例的翼型阻力系数也大为下降，提高了升力、阻力和力矩特性。进一步的，如图2-4所示的动态失速状态下本实施例的翼型与现有的一种翼型的气动特性的对比情况，且在如图2-4中，Ma表示马赫数；k表示缩减频率；α表示迎角；Re表示雷诺数。其中，图2为翼型升力系数示意图，图1为翼型阻力系数示意图本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种直升机旋翼翼型，其特征在于，所述翼型的上表面弯曲外凸，所述翼型的下表面上凹，所述翼型的外表面由S1‑S5段组成，其中：S1段和S5段为所述翼型的后缘收缩段，S1段与S5段在所述翼型的后缘位置处封闭连接；S2段为所述翼型的下表面上凹段，分别与S1段和S3段封闭连接，S3段的前缘半径大于SC1095型翼型的前缘半径，所述翼型的中弧线的弯度大于所述SC1095型翼型；S3段为所述翼型的前缘段，并与S4段封闭连接；S4段为所述翼型的上表面的平台段，并与S5段封闭连接。

【技术特征摘要】
1.一种直升机旋翼翼型，其特征在于，所述翼型的上表面弯曲外凸，所述翼型的下表面上凹，所述翼型的外表面由S1-S5段组成，其中：S1段和S5段为所述翼型的后缘收缩段，S1段与S5段在所述翼型的后缘位置处封闭连接；S2段为所述翼型的下表面上凹段，分别与S1段和S3段封闭连接，S3段的前缘半径大于SC1095型翼型的前缘半径，所述翼型的中弧线的弯度大于所述SC1095型翼型；S3段为所述翼型的前缘段，并与S4段封闭连接；S4段为所述翼型的上表面的平台段，并与S5段封闭连接。2.根据权利要求1所述的直升机旋翼翼型，其特征在于，所述翼型的中弧线的弯度的最大值L1为0.022单位，所述翼型的中弧线的弯度呈现最大值的位置距离S3段的前缘0.336单位。3.根据权利要求1所述的直升机旋翼翼型，其特征在于，所述翼型的最大厚度L2为0.099单位，所述翼型呈现最大厚度的位置距离S3段的前缘0....

【专利技术属性】
技术研发人员：招启军，王博，王清，徐国华，史勇杰，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：新型
国别省市：江苏;32