[发明专利]用于高速直升机旋翼桨根的非对称双钝头翼型及设计方法

说明书

本发明提供一种用于高速直升机旋翼桨根的非对称双钝头翼型及设计方法，翼型上表面前缘倒圆半径为0.044C，翼型上表面后缘倒圆半径为0.015C；翼型下表面前缘倒圆半径为0.034C，翼型下表面后缘倒圆半径为0.032C；翼型的最大厚度为26％C，最大厚度位置为42％C；弯度为0.84％C；C为翼型弦长。本发明根据反流区的实际流动特性，设计出用于高速直升机旋翼桨根的非对称双钝头翼型，与桨叶外段头钝尾尖的常规翼型具有很好的几何相容性，顺流和反流状态下都具有更低的气动阻力和更高的升阻比，能有效抑制流动分离现象的发生，同时具备良好的力矩特性，从而提高直升机巡航效率，适应新一代高速直升机的使用需求。

技术领域

本发明属于翼型设计技术领域，具体涉及一种用于高速直升机旋翼桨根反流区的前后非对称双钝头翼型及其相应的设计方法。

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。假设旋翼桨盘半径为R，在后行桨叶根部径向位置小于μR|sinψ|的区域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(reverse flow region)”。在反流区内，桨叶的气动效率低，存在严重的流动分离及失速现象，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。这就要求桨叶根部剖面翼型能够同时在顺流和反流状态下，在较大的升力系数范围内降低阻力，提高升阻比。

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。通过分析共轴刚性旋翼的流场特点，西科斯基公司对新型桨叶设计展开了深入研究，并在下一代验证机X2的桨叶上采用了几个经过设计的先进翼型。最为特殊的是，在桨叶根部采用了一种特殊的前后对称的双钝头翼型，试验证明该翼型可有效地缓解后行桨叶在反流区的流动分离现象的发生，采用该翼型的改进XH-59A旋翼相比基准旋翼在各个飞行速度下的效率均有所提升。

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，目前已公开的翼型包括三种：第一：标准椭圆翼型；第二：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；第三：西北工业大学已申请专利的NPU-EA-260翼型，其专利号：ZL201811236180.8。这三类解决方案都考虑到使用钝后缘翼型可以有效抑制后行桨叶的流动分离现象，提高反流区桨叶的气动效率，避免动态失速现象的发生。

在上述三种方案中，使用标准椭圆翼型未进行过专门设计，不能适应高速直升机的需要。DBLN526翼型和NPU-EA-260翼型都是经过设计的具有26％相对厚度的大厚度、钝后缘前后对称翼型，相应的设计方法也只考虑了顺流方向翼型前半部分的外形设计。因此，在反流状态下无法有效抑制流动分离现象的发生，具有气动阻力较高和升阻比较低的不足，从而制约了直升机巡航效率。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种用于高速直升机旋翼桨根的非对称双钝头翼型及设计方法，可有效解决上述问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种用于高速直升机旋翼桨根的非对称双钝头翼型，翼型上表面前缘倒圆半径为0.044C，翼型上表面后缘倒圆半径为0.015C；翼型下表面前缘倒圆半径为0.034C，翼型下表面后缘倒圆半径为0.032C；

所述用于高速直升机旋翼桨根的非对称双钝头翼型的最大厚度为26％C，最大厚度位置为42％C；弯度为0.84％C；其中，C为翼型弦长。