一种基于前行桨叶方案的低力矩低亚音速高升阻比18%厚度层流翼型

本发明涉及共轴双旋翼直升机桨叶翼型设计，具体为一种基于前行桨叶方案的低力矩低亚音速高升阻比18％厚度层流翼型。

背景技术：

1、为了超越直升机速度的限制，全世界的国家都在探索新型直升机概念和构型。已有的高速直升机构型，包含复合式、倾转式和停转式，其中复合式包括共轴双旋翼直升机和常规旋翼/前行桨叶配置辅助推进或升力装置的直升机。共轴刚性旋翼可以充分利用前行桨叶的高动压提供足够的拉力来维持直升机的悬停、机动及前飞操作。相比于传统单旋翼，共轴刚性旋翼的翼型气动性能的要求也有较大差别，高速前飞时可以将后行桨叶卸载，从而避免反流区带来的阻力和噪声激增，有利于提高前飞速度。1964年，由美国西科斯基公司提出的abc旋翼系统，以共轴刚性无铰旋翼的形式，在高速前飞时，由上下旋翼的前行桨叶提供主要的升力，减缓或消除了后行桨叶反流区的气流分离，因此可以保证高速前飞的能力。50年来，西科斯基公司不断开展该构型的发展，1973年，xh-59a的试飞实现最大平飞速度238kt(约441km/h)，2008年，x2的最大平飞速度达到250kt(约460km/h)，2015年，s-97复合式高速直升机首飞，设计时速达260kt(480km/h)。大量试验和验证表明，abc旋翼的高速直升机构型兼顾悬停和高速飞行能力，结构紧凑，气动性能、机动性和操纵性良好，是当前高速直升机发展的趋势。

2、在直升机旋翼设计过程中，翼型选择是最关键的一步，它决定着旋翼气动性能和直升机总体性能，是决定直升机飞行速度、航程、噪声、振动、商载等飞行性能指标的基础。因此，翼型分析是旋翼设计过程中非常重要的一步，需要考虑诸如机型、空气动力性能、结构动力学性能、重量、成本、抗扰性等因素，以确定最佳翼型。在直升机前飞时，旋翼桨叶处于非定常、非对称的气动环境，其附近的流动特性与固定翼有很大不同。由于旋翼性能要求的不断提高，设计先进的旋翼翼型也变得越来越困难。而新型高速直升机的研制也为翼型设计带来了更高的要求，因此翼型设计是直升机技术领域的关键部分，也是直升机研制的基础。以飞行状态为例，旋翼桨叶在悬停状态下，要求翼型具有较高的升力系数和升阻比，以降低功率消耗。在高速飞行和过载机动飞行时，后行侧桨叶需要具有较高的最大升力系数，以延迟失速的发生。高速前飞时，前行侧桨叶需要具有较高的阻力发散马赫数，以降低桨尖压缩性效应。此外，为了降低操纵载荷和桨叶扭转变形，旋翼翼型还应具有较低的俯仰力矩系数。

技术实现思路

1、某型共轴双旋翼直升机，要求旋翼在低马赫数到中亚音速状态具有较高的最大升力系数，跨音速状态具有小的零升阻力系数及高的阻力发散特性，且需要具有较小的俯仰力矩和低的扭矩及操纵载荷，此外为了保证直升机悬停特性，在悬停状态下也应该具有高的升阻比。

2、为达到上述设计要求，在旋翼桨根部位需要具有抗流动分离及低阻特性，为此需要设计合适的低力矩具有抗流动分离及低阻特性。通过分析共轴双旋翼前飞时不同剖面的速度分布，确定桨根部位翼型剖面处最大来流速度为0.62ma，悬停时的来流速度为0.3ma，且旋翼桨根所在内翼段具有大范围层流区，因此最终设计要求翼型在0.3-0.6ma范围内具有高的升阻比，低的力矩特性，特别是0.5～0.6马赫中小迎角状态要有较高的升阻比。

3、设计初始翼型采用naca 63(3)-218翼型，在该初始翼型基础上，以马赫数ma服从n(0.4,0.052)分布为设计状态，阻力系数最小为优化目标，以升力系数cl＝0.7，翼型相对厚度不减小，俯仰力矩系数大于初始翼型力矩系数为约束进行稳健性优化，最终得到基于前行桨叶方案的低力矩低亚音速高升阻比18％厚度层流翼型。

4、该翼型前缘半径为0.01682，翼型最大厚度为0.184728，位于翼型33.9％弦长处，最大弯度为0.020937，位于翼型16.6％弦长处，后缘夹角为7.64度。需要注意的是，在翼型设计领域，参数描述均是采用无量纲量进行描述，所以上述前缘半径、最大厚度、最大弯度以及后续翼型坐标描述均采用无量纲量进行描述，无量纲过程以翼型弦长c为基准。

5、进一步的，翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为

6、

7、

8、其中zu(x)和zl(x)分别为单位翼型上、下表面纵坐标位置，x为单位翼型外形点横坐标位置，au,i和al,i(i＝0，1，2…，7)分别为上述翼型表达式中翼型上、下表面拟合系数，zte＝0.00100；翼型上、下表面拟合系数为

9、

10、进一步的，翼型上、下表面拟合系数优选：

11、

12、进一步的，具有低力矩低亚音速高升阻比的共轴双旋翼直升机翼型的上下表面数据在下表给出：

13、翼型上表面数据

14、

15、

16、翼型下表面数据

17、

18、有益效果

19、本发明在naca 63(3)-218翼型基础上，提供了一种基于前行桨叶方案的低力矩低亚音速高升阻比18％厚度旋翼翼型。设计结果显示，相较于基础翼型，设计翼型前缘半径增加，最大厚度位置后移，最大弯度增加，其位于翼型的位置也前移，后缘夹角减小。在设计要求的0.3-0.5ma范围内，设计翼型相较于基础翼型升阻比提高，最大升阻比提高，力矩特性变好，设计翼型达到设计目的。

20、本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

技术特征：

1.一种基于前行桨叶方案的低力矩低亚音速高升阻比18％厚度层流翼型，其特征在于：翼型前缘半径为0.01682，翼型最大厚度为0.184728，位于翼型33.9％弦长处，最大弯度为0.020937，位于翼型16.6％弦长处，后缘夹角为7.64度；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所述一种基于前行桨叶方案的低力矩低亚音速高升阻比18％厚度层流翼型，其特征在于：用于共轴双旋翼直升机旋翼桨根部位。

3.根据权利要求2所述一种基于前行桨叶方案的低力矩低亚音速高升阻比18％厚度层流翼型，其特征在于：所述桨根部位翼型剖面处最大来流速度为0.62ma，悬停时的来流速度为0.3ma，且旋翼桨根所在内翼段具有大范围层流区。

4.根据权利要求1或2所述一种基于前行桨叶方案的低力矩低亚音速高升阻比18％厚度层流翼型，其特征在于：翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为

5.根据权利要求4所述一种基于前行桨叶方案的低力矩低亚音速高升阻比18％厚度层流翼型，其特征在于：翼型上、下表面拟合系数优选：

6.根据权利要求1或2所述一种基于前行桨叶方案的低力矩低亚音速高升阻比18％厚度层流翼型，其特征在于：所述翼型的上下表面数据在下表给出：

技术总结
本发明提出一种基于前行桨叶方案的低力矩低亚音速高升阻比18％厚度层流翼型，该翼型前缘半径为0.01682，翼型最大厚度为0.184728，位于翼型33.9％弦长处，最大弯度为0.020937，位于翼型16.6％弦长处，后缘夹角为7.64度。相较于NACA 63(3)‑218翼型设计翼型前缘半径增加，最大厚度位置后移，最大弯度增加，其位于翼型的位置也前移，后缘夹角减小。在设计要求的0.3‑0.5Ma范围内，设计翼型相较于基础翼型升阻比提高，最大升阻比提高，力矩特性变好，设计翼型达到设计目的。

技术研发人员：赵欢,金世轶,高正红,赵轲,夏露
受保护的技术使用者：西北工业大学
技术研发日：
技术公布日：2024/1/15