一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型制造技术

本发明专利技术提出一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型，该翼型前缘半径为0.002，翼型最大厚度为0.07，位于翼型40.5％弦长处，最大弯度为0.0092，位于翼型10.4％弦长处。该翼型相对于经典的厚度为7％的翼尖桨叶OA407，设计翼型的最大弯度变小，最大厚度位置后移，通过更加平缓的厚度分布来延迟激波的产生。本发明专利技术翼型相较于OA407阻力发散马赫数提高了0.015，达到0.87，阻力系数明显降低，力矩特性明显改善。力矩特性明显改善。力矩特性明显改善。

【技术实现步骤摘要】
一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型


[0001]本专利技术涉及高速直升机桨叶尖部翼型领域，具体的为一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型。

技术介绍

[0002]以美国西科斯基公司S
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97为代表的前行桨叶概念的高速直升机在保留常规直升机优异近地面机动能力的基础上，平飞速度提高至450km/h以上，航程大于1200km，是下一代军用直升机的主要构型。常规直升机旋翼受到前行桨叶激波限制和后行桨叶失速限制，飞行速度最大只能到300km/h左右。而基于前行桨叶概念的高速直升机打破了常规直升机旋翼的工作原理，采用共轴双旋翼构型，只通过旋翼前行侧提供升力，后行侧不提供升力，充分利用了旋翼前行侧动压大的优势，避免了后行侧失速对飞行速度的限制；同时，在高速飞行时，降低旋翼转速以减弱前行桨叶激波的限制，并采用辅助推进装置(推力桨)提供足够的前进力。该构型直升机结构紧凑，保留并提升了常規直升机低空机动能力，可实现大幅度的速度提升。

技术实现思路

[0003]根据对高速共轴旋翼机桨叶翼型本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型，其特征在于：翼型前缘半径为0.002，翼型最大厚度为0.07，位于翼型40.5％弦长处，最大弯度为0.0092，位于翼型10.4％弦长处；所述前缘半径、最大厚度、最大弯度采用无量纲量描述，以翼型弦长c为基准。2.根据权利要求1所述一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型，其特征在于：所述翼型用于共轴直升机桨叶尖端展向90％到100％处区段。3.根据权利要求1所述一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型，其特征在于：所述翼型基于经典的OA407翼型，通过多目标优化设计得到，其中的优化目标为跨声速马赫数为0.83，0.86，0.90状态下的零升阻力系数，以及中亚声速马赫数为0.6，攻角为6度时的阻力系数；约束为相应状态下的力矩以及厚度不变...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵欢，冯聪，高正红，夏露，赵轲，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：