一種翼尖后掠下反的低誘導(dǎo)阻力直升機(jī)旋翼的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本實(shí)用新型為旋翼飛行器旋翼氣動設(shè)計(jì)，屬于飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域，具體來說是涉及 一種翼尖后掠下反的低誘導(dǎo)阻力直升機(jī)旋翼，它是一種有特殊的翼尖氣動布局的直升機(jī)旋 翼。
【背景技術(shù)】
[0002] 旋翼飛行器，以直升機(jī)和旋翼機(jī)為代表，具有可垂直起降、靈活機(jī)動、速度與效率 較高的優(yōu)點(diǎn)。這種特性使得直升機(jī)特別適合在擁擠的市區(qū)和地形復(fù)雜的野外執(zhí)行巡邏、監(jiān) 視等任務(wù)。
[0003] 旋翼飛行器的氣動設(shè)計(jì)核心在于旋翼。旋翼由于自身載荷一般較大且有周期性運(yùn) 動的特點(diǎn)，效率一般較固定翼飛行器為低，這種狀況在懸停飛行中尤其明顯。因此，旋翼設(shè) 計(jì)一直以提高直升機(jī)的懸停效率作為一個重要的設(shè)計(jì)目標(biāo)。
[0004] 提高直升機(jī)的懸停效率，一個最簡單的方式就是提高直升機(jī)的旋翼實(shí)度。這一方 案可以通過增加旋翼弦長或者增加旋翼葉片數(shù)來實(shí)現(xiàn)。然而，這一方法對于高速直升機(jī)和 低速直升機(jī)均有局限。對高速直升機(jī)而言，過大的旋翼實(shí)度造成旋翼浸潤面積增加，旋翼消 耗功率上升，飛行效率下降；對低速直升機(jī)而言，過大的旋翼實(shí)度使旋翼轉(zhuǎn)速下降，對外界 氣流亂流擾動敏感性增加，飛行的平穩(wěn)性下降。因此要通過適當(dāng)?shù)男硗庑卧O(shè)計(jì)來提高直 升機(jī)的懸停效率，其中翼尖的設(shè)計(jì)是很重要的組成部分。 【實(shí)用新型內(nèi)容】
[0005] 1.要解決的技術(shù)問題
[0006] 一般情況下，旋翼懸停阻力力矩大，懸停效率低。這個問題無法通過對旋翼的簡單 放大縮小或增加旋翼葉片數(shù)解決。為了解決這個問題，本實(shí)用新型提出了一種翼尖后掠下 反的低誘導(dǎo)阻力直升機(jī)旋翼，它是一種全新的直升機(jī)旋翼，其中最主要創(chuàng)新點(diǎn)在于翼尖氣 動布局形式（以下簡稱翼尖）。該旋翼具有明顯的低懸停誘導(dǎo)阻力特性，對提高直升機(jī)的懸 停效率大有幫助。
[0007] 2.采用的技術(shù)方案
[0008] 一種翼尖后掠下反的低誘導(dǎo)阻力直升機(jī)旋翼，其最主要特征在于：
[0009] 1)在旋翼遠(yuǎn)離旋轉(zhuǎn)中心的一端（即翼尖），增加一個小翼，小翼的根部弦向長度小 于主翼尖部弦向長度，且小翼尖部弦線低于主翼旋轉(zhuǎn)平面（即小翼下反），并向內(nèi)扭轉(zhuǎn)一定 角度。小翼的前緣后掠。
[0010] 小翼的形狀及位置可以由以下參數(shù)描述：小翼根弦長clr、小翼梢弦長clt、小翼 展長b、小翼前緣后掠角X、小翼下反角Θ、小翼扭轉(zhuǎn)角φ。在本實(shí)用用新型中，小翼根弦 長clr約為主翼翼尖弦長(： 3的0. 7到0. 5倍，小翼展長b與小翼根弦長clr的比值約為 1.5到1，小翼前緣后掠角X在40°到60°之間，小翼下反角大于20°，小翼扭轉(zhuǎn)角為-3° 到-5°。小翼的所有幾何參數(shù)中，角度與旋翼的幾何尺寸無關(guān)，而所有尺寸均與旋翼的翼尖 弦長成比例。
[0011] 2)旋翼中除小翼之外的部分（基礎(chǔ)翼），采用雙梯形平面布局形式。該布局形式 的弦長變化規(guī)律為：以槳葉旋轉(zhuǎn)軸（槳轂）為基點(diǎn)，展向〇%~40%長度內(nèi)，由(^線性變化 到C 2;展向40%到100%長度內(nèi)，由C 2線性變化到C 3。其中，C2X^ C2>C3, (^與C 3沒有特定 關(guān)系。每個梯形翼段的根梢比不大于2。
[0012] 3)基礎(chǔ)翼槳葉扭轉(zhuǎn)角γ的變化規(guī)律為：以槳葉旋轉(zhuǎn)軸（槳轂）為基點(diǎn)，展向0%~ 40%長度內(nèi)，由Y 1線性變化到γ 2;展向40%到100%長度內(nèi)，由γ 2線性變化到γ 3。其 中，Y1為負(fù)值，即槳葉在根部存在負(fù)扭轉(zhuǎn)；γ 2、γ3為正值，且γ 2>γ3。一般γ2不大于5°， 常取3° ;γι不小于-3°，常取-2°。旋翼截面形狀（翼型）選擇策略為，在根部使用較 厚的低彎度翼型，展向40%位置使用彎度和厚度適中的翼型，梢部為薄對稱翼型。翼型需要 根據(jù)具體需要選擇。
[0013] 3.有益效果
[0014] 本實(shí)用新型的優(yōu)點(diǎn)在于，采用該設(shè)計(jì)的旋翼葉片，與矩形平面形狀的旋翼葉片相 比，阻力力矩可下降達(dá)12%，而升力僅損失3%，可以認(rèn)為沒有明顯損失。
【附圖說明】
[0015] 圖1為本實(shí)用新型的正等軸測圖；
[0016] 圖2為本實(shí)用新型的俯視圖；
[0017] 圖3為本實(shí)用新型翼尖小翼部分的正視圖；
[0018] 圖4為本實(shí)用新型翼尖小翼部分的俯視圖；
[0019] 圖5為本實(shí)用新型翼尖小翼部分的向視圖。
[0020] 圖中符號說明如下：
[0021] Β、基礎(chǔ)翼；L、小翼；Y1、旋翼根部扭轉(zhuǎn)角；γ2、旋翼40%位置扭轉(zhuǎn)角；γ3、旋翼梢 部扭轉(zhuǎn)角；C1、旋翼根部弦長；C2、旋翼40%位置弦長；C3、旋翼梢部弦長；Φ、小翼扭轉(zhuǎn)角； Θ、小翼下反角；b、小翼展長；X、小翼前緣后掠角；clr、小翼根弦長；clt、小翼梢弦長。
【具體實(shí)施方式】
[0022] 下面將結(jié)合附圖和實(shí)施實(shí)例對本實(shí)用新型做進(jìn)一步的詳細(xì)說明。見圖1 一圖5，
[0023] 1.本實(shí)用新型中基礎(chǔ)翼的根弦長（Cl)為56mm，40%展向弦長（C2)為104mm，梢弦 長（C3)70mm，展長1175_，旋翼根部扭轉(zhuǎn)角（Y 1)為-2°，40%展向扭轉(zhuǎn)角（Y2)為3°，梢 部扭轉(zhuǎn)角（γ3)為Γ
[0024] 2.本實(shí)用新型中基礎(chǔ)翼的根部翼型為NACA 67Α236,展向40%至80%位置翼型為 NACA25013,80%位置之外的翼型為NACA 0008。
[0025] 3.本實(shí)用新型中的小翼位于旋翼翼尖位置，如圖1中所示；描述小翼的幾何參數(shù) 如圖2和圖3所示。在本例中，小翼根弦長clr的長度為主旋翼梢弦長（C 3)的0. 57倍，為 40mm ;小翼梢弦長clt為小翼根弦長的0. 6倍，為24mm ;小翼展長b為小翼根弦長clr的 1.25倍，為50mm。小翼后掠角X為44°，小翼下反角Θ為30°，小翼扭轉(zhuǎn)角Φ為-3°。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種翼尖后掠下反的低誘導(dǎo)阻力直升機(jī)旋翼，其特征在于：在旋翼遠(yuǎn)離旋轉(zhuǎn)中心的 一端即翼尖，增加一個小翼，小翼的根部弦向長度小于主翼尖部弦向長度，且小翼尖部弦線 低于主翼旋轉(zhuǎn)平面即小翼下反，并向內(nèi)扭轉(zhuǎn)一定角度，小翼的前緣后掠； 小翼的形狀及位置由以下參數(shù)描述：小翼根弦長clr、小翼梢弦長clt、小翼展長b、小 翼前緣后掠角X、小翼下反角0、小翼扭轉(zhuǎn)角;其中，小翼根弦長clr為主翼翼尖弦長(：3的 0. 7到0. 5倍，小翼展長b與小翼根弦長clr的比值為1. 5到1，小翼前緣后掠角X在40° 到60°之間，小翼下反角大于20°，小翼扭轉(zhuǎn)角為-3°到-5° ;小翼的所有幾何參數(shù)中，角 度與旋翼的幾何尺寸無關(guān)，而所有尺寸均與旋翼的翼尖弦長成比例； 旋翼中除小翼之外的部分即基礎(chǔ)翼，采用雙梯形平面布局形式；該布局形式的弦長變 化規(guī)律為：以槳葉旋轉(zhuǎn)軸即槳轂為基點(diǎn)，展向〇%~40%長度內(nèi)，由q線性變化到C2;展向 40 %到100 %長度內(nèi)，由C2線性變化到C3，其中，CACi，C2>C3, (^與C3沒有特定關(guān)系，每個梯 形翼段的根梢比不大于2; 基礎(chǔ)翼槳葉扭轉(zhuǎn)角y的變化規(guī)律為：以槳葉旋轉(zhuǎn)軸即槳轂為基點(diǎn)，展向0%~40%長 度內(nèi)，由y:線性變化到y(tǒng)2;展向40%到100%長度內(nèi)，由y2線性變化到y(tǒng)3;其中，y:為 負(fù)值，即槳葉在根部存在負(fù)扭轉(zhuǎn)；y2、y3為正值，且y2>y3;-般y2不大于5°，常取3° ; Yi不小于-3°，常取-2° ;旋翼截面形狀選擇策略為，在根部使用較厚的低彎度翼型，展向 40%位置使用彎度和厚度適中的翼型，梢部為薄對稱翼型，翼型根據(jù)具體需要選擇。
【專利摘要】一種翼尖后掠下反的低誘導(dǎo)阻力直升機(jī)旋翼，其特征在于：在旋翼遠(yuǎn)離旋轉(zhuǎn)中心的一端即翼尖，增加一個小翼，小翼的根部弦向長度小于主翼尖部弦向長度，且小翼尖部弦線低于主翼旋轉(zhuǎn)平面即小翼下反，并向內(nèi)扭轉(zhuǎn)一定角度，小翼的前緣后掠；本實(shí)用新型提出了一種翼尖后掠下反的低誘導(dǎo)阻力直升機(jī)旋翼，它是一種全新的直升機(jī)旋翼，其中最主要創(chuàng)新點(diǎn)在于翼尖氣動布局形式。該旋翼具有明顯的低懸停誘導(dǎo)阻力特性，對提高直升機(jī)的懸停效率大有幫助。
【IPC分類】B64C27-467
【公開號】CN204507266
【申請?zhí)枴緾N201520192851
【發(fā)明人】王川, 解靜峰
【申請人】天峋創(chuàng)新（北京）科技有限公司
【公開日】2015年7月29日
【申請日】2015年4月1日