[发明专利]应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型

说明书

本发明提供一种应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型，翼型为前后对称的钝后缘翼型，翼型上表面前缘倒圆半径为0.0385，翼型下表面前缘半径为0.0230，翼型上表面后缘倒圆半径为0.0385，翼型下表面后缘半径为0.0230；翼型最大厚度为26％C，最大厚度位置为50％C，弯度为2.8％C；翼型下表面靠近前缘和后缘均具有一定的内凹，从而提高翼型升力。优点为：本发明根据反流区的实际流动特性，设计出的应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型，具有更小反流区阻力、更高气动效率且能有效抑制流动分离现象，从而提高直升机巡航效率，适应新一代高速直升机的需求。

技术领域

本发明属于翼型设计技术领域，具体涉及一种应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型。

背景技术

直升机在以一定的前进比μ进行前飞时，由于与来流的叠加作用，旋翼前行桨叶区域和后行桨叶区域相对气流速度不对称。在后行桨叶区域相对半径r小于μR|sinψ|一段桨叶，会出现相对气流从后缘吹向前缘的现象，存在这种现象的区域称为“反流区”，如图1圆形阴影区域所示。在反流区内桨叶的气动效率低，有严重的流动分离现象，容易发生失速，桨叶各个剖面的迎角、升力、阻力、俯仰力矩特性和反流区外存在明显差别。

共轴刚性旋翼是“ABC(advancing blade concept)”旋翼系统的关键部件，其性能直接影响了高速直升机飞行性能。而翼型作为共轴刚性旋翼的基础组成部分，其性能显著影响着共轴刚性旋翼的气动特性。以美国西科斯基公司的两款共轴刚性旋翼验证机XH-59A和X2为例：XH-59A在高速状态下，其旋翼在后缘遭遇了严重的型阻损失。这是因为在高速状态下，后行桨叶存在高达85％的反流区，桨叶根部更是处于深度反流中。这样的气流很容易产生分离，导致后行桨叶阻力急剧增加，巡航效率大幅降低。

在航空领域中，专门针对共轴刚性高速旋翼桨根翼型的研究较少，目前已公开的为标准椭圆翼型，以及美国西科斯基公司在X2高速共轴刚性旋翼技术验证机上使用的DBLN526翼型。

在上述方案中，使用标准椭圆翼型虽能缓解旋翼反流区内的某些不利气动现象的发生，但翼型并未针对旋翼反流区的流动特性进行专门设计，不能适应高速直升机的需要。X2高速共轴刚性旋翼技术验证机上使用的DBLN526翼型，翼型下表面曲率存在微小突变，虽然进行了相应的设计，但翼型阻力较大，气动性能仍有进一步提高的空间。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型，可有效解决上述问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型，所述应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型为前后对称的钝后缘翼型，保证翼型外形与根部圆形和桨叶外段翼型良好过渡，具有几何相容性，降低飞行阻力，缓和失速特性；其中，翼型上表面前缘倒圆半径为0.0385，翼型下表面前缘半径为0.0230，翼型上表面后缘倒圆半径为0.0385，翼型下表面后缘半径为0.0230；

所述应用于高速直升机旋翼反流区的类椭圆翼型的翼型最大厚度为26％C，最大厚度位置为50％C，弯度为2.8％C；

翼型下表面靠近前缘和后缘均具有一定的内凹，使得翼型下表面的前部凹陷位置有范围较大并且压强较高的前加载，使得翼型下表面的后部凹陷位置有范围较大并且压强较高的后加载，以产生大范围的下表面高压区，从而提高翼型升力；其中，翼型下表面靠近前缘的最大内凹位置为0.28C，最大内凹量为0.05％C；翼型下表面靠近后缘的最大内凹位置为0.72C，最大内凹量为0.05％C；其中，C为翼型弦长。