Аэродинамический профиль лопасти воздушного винта летательного аппарата

СОЮЗ СОВЕТСКИХСОЦИАЛИСТИЧЕСКИХРЕСПУБЛИК 19) Ш) 64 С 11 18 КОМИТЕТОТНРЫТИЯМ СУДАРСТВЕННЫО ИЗОБРЕТЕНИЯМРИ ГКНТ СССР ИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ Н ПАТЕНТУ Р 4ль дЭтид э Дэь (ГК)н Жан-Марк Бус 88.8)и Р 24630981 .вка (ЕР)4 С 27/4(71) Оффис НасьонаРешерв Аэроспасьал(56) Заявка францикл. В 64 С 1/18,Европейская заяР 0.048 э 649 в кл.В 6 НЛМИЧЕСКИ 11 ПРОФИПЬ ЛОПАСТ 1ВИНТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППА(57) Изобретение относится к области 1авиационной техники. Целью изобретения является улучшение эксплуатационных характеристик путем задержкиобразования интенсивных ударных волни отрыва пограничного слоя при увеличении относительных чисел Маха, Профиль включает верхний 1 и нижний 2контуры, выпуклые от передней кромки3 профиля на большей части его хорды,вогнутые вблизи задней кромки 4 ирасположенные асимметрично относитель.но хорды профиля, соединяющей переднюю и заднюю кромки. Координаты точек верхнего и нижнего контуров вотношении к хорде профиля заданы таблицей для профиля, имеющего максимальную относительную толщину 3,5 Е,2 э,п. Ф-лы, 7 ил, 2 табл.Изобретение относится к авиационной технике и касается аэродинамжеского профиля лопасти вокдушного винталетательного аппарата,Целью изобретения является улучшение эксплуатационных характеристикпутем задержки образования интенсивных ударных волн и отрыва пограничного слоя при увеличении относительных 10чисел 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 Т на фиг.2; наФиг.4 - закон изменения кривизны про.филя; на фиг5 - распределение давления вдоль поверхности симметричного профиля при М 0,88 и профиля. БАСА 16; иа фиг.б - .то же, при М 0,92; нафиг.7 - изменение коэффициента лобового сопротивления в зависимости от числа М для проФиля согласно изобретению и профиля БАСА 16304.Аэродинамический профиль включаетверхний 1 и нижний 2 контуры, выпук,лые от передней кромки 3 на большей ЗОчасти его хорды и,вогнутые вблизизадней кромки" 4.Аэродинамический профиль имеетчетыре последовательно расположенныезоны 1, 11, 111, 1 Ч, в которых соблюдается определенный закон изменениятолщины с профиля, и три зоны 1 а,11 а, Т 11 а, в которых соблюдаетсяопределенный закон изменения кривизны Е средней линии профиля, 40Ось ОХ системы прямоугольных координат совпадает с хордой профиля иположительно направлена от переднейкромки 3 к задней кромке 4, причемначало совпадает с передней кромкой 3. 45Ось ОУ положительно направленаот нижнего контура к верхнему,Для симметричного профиля (Фиг.2)передняя кромка может иметь формудуги (Фиг.3), при этом закон изменения толщины С профиля между передней кромкой 3 и участком профиляс наибольшей толщиной С(конецзоны 11) можно выразить формулойУ У,х + Пх + Бэх + Брх + 55+ Е 1 ьх + Пбх + 07 х (1),где 11 ,117 - постоянные коэффиФЬВФ 7циенты, а Х и У отнесены к хорде Ь,.В случае, когда зона 11 идет до 327 хорды и когда максимальная относительная толщина С/Ь равна 0,035 (35 Ж),коэФФициенты формулыимеют следующие величины;О, щ -44,9371 а 49 р 0520 = -19,232Ор. " 3,0433Б =,-0,102806 ф -0,072011-Оэ 0649Зоны 111 и ТЧ могут быть представлены Формулой (2) между самым толстым участком и задней кромкой: У11 р х + 09 х+ 11 рх + 11 х +т 6 р 4 3 2+ 11 х + 0 х + Орх + Ц (2).Постоянные коэффициенты 08 в Б, выбирают в зависимости от.коэффициен-, тов уравнения (1) так,чтобы обес" печить неразрывность профиля в точке 5 максимальной толщины. В рассматриваемом случае, когда относительная толщина С/Ъ=0,035 (3,57), а самый толстый участок расположен на 323 хорды, они могут иметь следующие величины:11 з = 84058П = -34,37640 ю " 584983О = -53,5964Ур = 28,49711 = -8,813411= О, 1472Бю = -О, 0852Благоприятный 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 представлен, как и закон толщины, кривой в системе осей, где ось ОХ совпадает с хордой Ь, а ось ординат ОУ (фиг.4) направлена от нижней поверхности лопасти к верхней ее поверхности.Закон кривизны может быть разложен на три зоны, представленные функциями, например полиномными.Первая эона 1 между передней кромкой и точкой максимальной кривизны Рр может быть приблизительно определена отношением типа1,Аэродинамический профиль лопасти воздушного винта летательного аппарата, включающий верхний и нижний5контуры, выпуклыеот передней кромкипрофиля на большей части его хорды ивогнутые вблизи задней кромки и расположенные асимметрично относительнохорды проФиля, соединяющей переднююи заднюю кромки, о т л и ч а ю щ и йс я тем, что, с целью улучшенияэксплуатационных характеристик путемзадержки образования интенсивных 15ударных волн и отрыва пограничногослоя при увеличении относительныхчисел Маха, координаты точек верхнего и нижнего контуров определены соотношениями 20е /Ь (х/Ь) и Унр/Ъй (х/Ь)где. Ь - хорда профиляф,х/Ь - отношение координаты точекверхнего и нижнего контуровпо оси Х, совпадающей с хор 25дой, к хорде;Ъ/Ь - отношение координаты точекверхнего контура по оси У,перпендикулярной оси Х, начало которой расположено в передией кромке, к хорде;У,/Ь - отношение координаты точекнижнего контура по оси 7к хорде,причем величины х/ЪУ/Ь, У, /Ь 35приведены в таблице2,Профиль по п.1, о т л и ч а ю - :щ и й с я 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 и й с я тем, что максимальная кривизна средней линии профиля расположена на 357. хорды профиля. 09 0000 О, 0025 О, 0050 Оэ 0075 О, 0100 О, 0125 О, 0175 О, 0250 О, 0325 О, 0500 О, 0750 0 1000 О, 1500 0,2000 0 3000 0,4000 0 5000 0,6000 0 7000 О 8000 0,9000 О 9500 1,0000 0,00000 0,00337 0,00502 0,00618 О, 00711 О, 00791 О, 00944 0 01135 0,0 293 0101591 О, 01925 0) 02198 О, 02615 0,02889 0,03083 0,03049 0,02839 0,02477 О, 01997 О, 01407 О, 00686. О, 00301 О, 00129 О, 00000 О, 00279 Оэ 00360 О, 00414 О, 00449 О, 00475 О, 00521 0,005660,00587 О, 00603 О, 00594 О, 00578 О, 00542 0,00494 0,00424 0,00428 0)00481 О, 00511 О, 00517 0,00448 0,00247 0,00093 0,00129-иж / й (х/аблице,5 54У = М х + М х + Мэх + М х , (3)Вторая зона 11 между точкой мак"симальной кривизны Рь и точкой Р,.расположенной на абсциссе х/Ь=0,65,может быть определена отношениемтипа= Мкх + Мх+ Мх + М,. (4)Третья эона 111 между точкойР, абсциссы х/Ь=0,65 и задней кромкой может быть определена отношениемтипаУ = Мх+ Мщ х.+М,х+М, (5),В этих отношениях М - М являются постоянными коэффициентами, х -абсцисса, отнесенная к хорде профиля Ь, у - ордината, отнесенная кхорде профиля ЪеЕсли проекция на хорду точки максимальной кривизны находится на 35%.хорды, т,е. Р =0,35 Ь (35% хорды),а величина максимальной кривизныЕжю взята приблизительно равной0,0136 Ь, коэффициенты могут иметьприблизительно следунщие величиныМ= 0,1589 М= 0,0730Мг= Оэ 2151 Мв= Ое 00252М = 0,0874 М = -0,01869М= 000455 М, = 003069Мф 0 0694 М -Оф ОМь= -0,1411 М= 0,02676Объединение закона изменения кри-.визны средней линии и закона изменения толщины профиля позволяет получить асимметричный профиль, показанный на фиг.1,Использование Функций (1)-(5) икоэффициентов Б и М, указанных выше,определяет координаты точек верхнегои нижнего контуров, заданных соотноше 2 Получение профилей, относительная толщина которых находится впромежутке от 2 до 6%, осуществляется путем простого умножения ординат, .приведенных в таблице, на отношение 25 относительной толщины желаемого профиля к относительной толщине 3,5%профиля, координаты которого приведены в таблице.30 . Характер распределения давлениявдоль поверхности симметричного проФиля (кривая 5, Фнг.5) показываетповышенную величину коэффициента давления С приблизительно до 20% хорды охранение его на уровне, превышаю-. щем величину этого коэффициента для профиля типа БАСАб (кривая 6) при числе М=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 обеспечиваетсяХ/Ь ерш 00000 0,0025 0,0050 0,0075 О, 0100 О, 0125 0,01750,0250 О, 0325 О, 0500 0,000000,003370,005020,006180,007110,007910,009440,01 35О, О 2930,01591 О, 000000,002790,003600,00414Ов 004490 00475О, 005210,00566О, 00587О, 00603 снижение уровня лобового сопротивления при больших величинах числа М,Сравнительные испытания профиля, показанного на Фиг.1 с максимальной относительной толщиной 3,5%, и проФиля тина БАСА 16304 с максимальной относительной толщиной 4%, проведенные в аэродинамической трубе (Фиг.7), показывают, что увеличение лобового сопротивления в зависимости от числа М для проФиля согласно изобретению (кривая 7) значительно задерживается по сравнению с профилем ЧАСА 16304 (кривая 8), Выигрыш составляет примерно 5%.1540653 Составитель А,РозенфельдРедактор А,Маковская Техред М,Дидык Коррект ле роизводственно-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород, ул. Гагарина, 10 Заказ 234 Тираж 383ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и о 113035, Москва, Ж, Раушская наб.,Прдписноеням при