一种具有低阻高发散马赫数的共轴双旋翼高速直升机桨尖翼型
阅读说明：本技术 一种具有低阻高发散马赫数的共轴双旋翼高速直升机桨尖翼型 (Coaxial dual-rotor high-speed helicopter tip airfoil with low resistance and high divergence Mach number ) 是由 高正红 赵欢 夏露 于 2020-12-14 设计创作，主要内容包括：本发明设计了一种具有低阻高发散马赫数的共轴双旋翼高速直升机桨尖翼型,翼型前缘半径为0.00679,翼型最大厚度为0.0700,位于翼型43.3％弦长处,最大弯度为0.003260,位于翼型17.7％弦长处,后缘夹角为2.20度。本发明翼型在设计的高、中、低马赫数范围内,低速特性损失不大的情况下,高速特性提升显著且更加稳健。其中在高速零升状态下及其附近范围内,相对于对比法国经典OA系列翼型OA407发明翼型具有非常低的阻力系数显著降低,且更加稳健,同时发明翼型阻力发散马赫数显著提高,在宽马赫数范围内保持了更低的阻力系数和低阻范围,并在整个包线范围内保持了相对于经典OA407翼型更好的力矩特性,为共轴双旋翼高速直升机桨尖翼型的设计奠定了基础。(The invention designs a tip airfoil of a coaxial dual-rotor high-speed helicopter with low resistance and high divergence Mach number, the radius of the front edge of the airfoil is 0.00679, the maximum thickness of the airfoil is 0.0700 and is positioned at the chord length of 43.3 percent of the airfoil, the maximum camber is 0.003260 and is positioned at the chord length of 17.7 percent of the airfoil, and the included angle of the rear edge is 2.20 degrees. The high-speed characteristic of the airfoil is improved remarkably and more stably under the condition that the loss of the low-speed characteristic is not large in the designed high, medium and low Mach number ranges. Compared with the French classical OA series airfoil OA407, the airfoil of the invention has the advantages that the drag coefficient is remarkably reduced and is more stable in a high-speed zero-lift state and in a near range, meanwhile, the drag divergence Mach number of the airfoil is remarkably improved, the lower drag coefficient and the low-drag range are kept in a wide Mach number range, the better moment characteristic compared with the classical OA407 airfoil is kept in the whole envelope range, and a foundation is laid for the design of the tip airfoil of the coaxial dual-rotor high-speed helicopter.)
技术领域
本发明涉及共轴双旋翼高速直升机桨叶翼型设计技术领域，具体为一种具有低阻高发散马赫数的共轴双旋翼高速直升机桨尖翼型。
背景技术
常规构型直升机受制于300km/h左右高速前飞情形下旋翼后行桨叶存在大分离流现象，分离严重时甚至达到桨叶径向区域85％，使得后行桨气动特性很差，无法产生升力和向前的推力，而前行桨叶与后行桨为满足旋翼气动力特性的匹配，前行桨桨叶型面无法工作于高升阻比所对应的攻角范围，从而严重影响到直升机高速大前进比飞行时的气动效率。
为了突破直升机速度限制，世界各国一直探索研究新构型、新概念直升机。现有高速直升机构型主要包括复合式、倾转式和停转式。其中复合式包括共轴双旋翼直升机，常规旋翼/前行桨叶概念(Advancing Blade Concept,ABC)旋翼配置辅助推进或升力装置的直升机。ABC旋翼系统于1964年由美国西科斯基公司提出，该系统包括一对反转的、共轴的、完全刚性的无铰旋翼，在高速前飞时由上下旋翼的前行桨叶提供主要的升力，后行桨叶卸载，几乎不产生升力，从而减缓甚至消除了后行桨叶反流区的气流分离，保证了高速前飞的能力。从ABC旋翼提出至今50年中，西科斯基公司对该构型进行了不断的发展和验证。1970年，西科斯基公司制造了一副40英尺的ABC试验旋翼，并在NASA-AMES风洞进行了试验。1972年，美国陆军与西科斯基公司签署合同，要求其进行ABC旋翼验证机XH-59A的设计、制造与试飞。1973年实现首飞，在其后总计170小时的试飞过程中，最大平飞速度达到238kt(约441km/h)。2008年，西科斯基公司推出了X2验证机，该机采用共轴刚性旋翼，并在尾部加装了推进螺旋桨。X2在2010年的试飞中最大平飞速度达到250kt(约460km/h)，是现役黑鹰直升机的两倍，“阿帕奇”直升机的1.5倍。2015年，西科斯基研制的基于ABC旋翼的S-97复合式高速直升机顺利首飞，该机的设计时速达260kt(480km/h)。大量风洞试验以及验证机的论证表明，采用ABC旋翼的高速直升机构型兼顾悬停和高速飞行能力，具有结构紧凑，气动性能、机动性和操纵性好等特点，代表了高速直升机的发展趋势。
旋翼是直升机产生升力和推力的关键性部件，而旋翼的性能主要由翼型的性能决定，翼型的性能显著影响着直升机的前飞速度、快速机动性能、起降性能、操纵品质和所有飞行阶段的飞行效率。共轴刚性旋翼的工作机理与传统单旋翼截然不同，对翼型气动性能的要求也有较大差别。直升机旋翼需提供足够的拉力以进行悬停、机动及前飞操作。对单旋翼直升机而言，为维持机身平衡，桨叶的前行侧与后行侧产生的拉力合力需在作用于转轴处。而前行侧与后行侧的来流速度相差很大，因此常规旋翼翼型需要兼具低速高升力特性和高速低阻力特性等。而对于共轴刚性旋翼，上下旋翼的对转运动，使得桨盘两侧均有前行桨叶，充分利用前行桨叶的高动压即可提供充足的拉力，后行桨叶无需提供拉力；高速前飞时可将后行桨叶卸载以避免大范围的反流区引起的阻力、噪声激增，因此共轴刚性旋翼直升机通常可以获得更高的前飞速度。而前飞速度的提高导致后行桨叶所处流场环境更加恶劣，西科斯基的X2TD验证机高速前飞时后行桨叶甚至超过80％处于反流区。因此，共轴刚性旋翼翼型需有较好的高速低阻特性，桨尖翼型要有高的阻力发散马赫数，根部翼型在反流区要有抗流动分离、低阻特性。旋翼的整个性能及工作状态要求旋翼翼型在低马赫数到中亚音速状态具有高的最大升力系数，在跨音速状态具有小的零升阻力系数及高的阻力发散特性。同时为了减小扭矩及操纵载荷，旋翼翼型还需具有小的俯仰力矩。此外，为了保证直升机的悬停特性，在悬停状态下还应具有高的升阻比。因此旋翼翼型的设计是一个多设计点多目标多约束的综合优化设计难题。
发明内容
为解决现有技术存在的问题，本发明设计了一种具有低阻高发散马赫数的共轴双旋翼高速直升机桨尖翼型，该翼型前缘半径较小，保证了前缘合适的加速流动和较低的吸力峰值；翼型上表面从前缘开始曲率变化缓慢并且前缘弯度显著下降，使流动加速到吸力峰后开始变化平缓，更低的压力恢复点以及设计的“双弱激波”压力分布形态，显著降低了激波阻力，并增强了翼型阻力特性对马赫数等状态改变的稳健性，使阻力发散马赫数达到0.875，发散点阻力系数为0.00710。
该翼型相较于经典同厚度高速旋翼翼型OA407翼型，前缘半径较小，最大弯度较小，最大厚度后移，这使得翼型上、下表面产生的吸力峰值不高，以及发展了典型的弱激波压力分布形态，控制了激波的发展。同时从翼型前缘到90％弦长处弯度下降，后缘弯度增加(反弯)，最大厚度位置后移，使翼型力矩系数(绝对值)显著较小，并维持了在整个高、低速范围内良好的力矩特性。
具体的，本发明的技术方案为：
一种具有低阻高发散马赫数的共轴双旋翼高速直升机桨尖翼型，翼型前缘半径为0.00679，翼型最大厚度为0.0700，位于翼型43.3％弦长处，最大弯度为0.003260，位于翼型17.7％弦长处，后缘夹角为2.20度。
进一步的，翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为
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
进一步的，翼型上、下表面拟合系数优选：
进一步的，具有低阻高发散马赫数的共轴双旋翼高速直升机桨尖翼型的上下表面数据在下表给出：
翼型上表面数据
下表面坐标
有益效果
本发明提供了一种具有低阻高发散马赫数的共轴双旋翼高速直升机桨尖翼型。本发明翼型在设计的高、中、低马赫数范围内，低速特性损失不大的情况下，高速特性提升显著且更加稳健。其中在高速零升状态下及其附近范围内，相对于对比法国经典OA系列翼型OA407发明翼型具有非常低的阻力系数显著降低，且更加稳健，同时发明翼型阻力发散马赫数显著提高，在宽马赫数范围内保持了更低的阻力系数和低阻范围，并在整个包线范围内保持了相对于经典OA407翼型更好的力矩特性，为共轴双旋翼高速直升机桨尖翼型的设计奠定了基础。
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。
附图说明
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1为本发明翼型几何外形图。
图2为本发明翼型在设计点压力形态分布图。
图3为本发明翼型几何外形图与OA407翼型几何外形图对比。
图4为本发明翼型几何外形与OA407翼型几何外形弯度对比。
图5为本发明翼型几何外形与OA407翼型几何外形厚度对比。
图6为本发明翼型与OA407翼型在考察点压力形态分布对比图。
图7为本发明翼型与OA407翼型阻力发散曲线对比图(CL＝0.00，Re/Ma＝7.20e6)。
图8为本发明翼型与OA407翼型力矩特性曲线对比图(CL＝0.00，Re/Ma＝7.20e6)。
图9为本发明翼型与OA407翼型低速升力特性曲线对比图(Ma＝0.30，Re＝2.16e6)。
图10为本发明翼型与OA407翼型低速升力特性曲线对比图(Ma＝0.40，Re＝2.88e6)。
图11为本发明翼型与OA407翼型低速升力特性曲线对比图(Ma＝0.50，Re＝3.60e6)。
具体实施方式
常规构型直升机受制于300km/h左右(大前进比)高速前飞情形下旋翼后行桨叶存在大分离流现象，分离严重时甚至达到桨叶径向区域85％，使得后行桨气动特性很差，无法产生升力和向前的推力，而前行桨叶与后行桨为满足旋翼气动力特性的匹配，前行桨桨叶型面(翼型)无法工作于高升阻比所对应的攻角范围，从而严重影响到直升机高速大前进比飞行时的气动效率。
为此，根据不同时期的不同直升机的特殊任务需求，针对直升机旋翼非定常流场的特点和桨叶的运动规律，设计满足不同性能要求的高性能旋翼翼型。基于前行桨叶概念的共轴刚性旋翼高速直升机是由美国西科斯基公司创新提出并且系统性研究的高速直升机布局形式。共轴双旋翼直升机较常规直升机飞行速度显著提高，比如S-97直升机飞行速度能达482km/h，具有潜在的应用价值。相对于固定翼飞机翼型，旋翼翼型设计研究进展缓慢，这主要是因为旋翼翼型复杂的设计要求和约束。翼型作为旋翼桨叶的主要元素，很大程度决定着直升机的性能，因此为了进一步提高直升机的整体性能，高性能旋翼翼型设计显得尤为重要。
本实施例中提出的具有低阻高发散马赫数的共轴双旋翼高速直升机桨尖翼型，其高速考察状态为马赫数为0.87，升力系数为0.00，雷诺数为6.264e6，湍流度为0.5％，湍流粘性比为10。翼型前缘半径为0.00679，翼型最大厚度为0.0700，位于翼型43.3％弦长处，最大弯度为0.003260，位于翼型17.7％弦长处，后缘夹角为2.20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。
而具体的翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为
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，当然，在翼型设计领域，按照无量纲量表示，单位翼型外形点横坐标的范围为0～1；Au,i和Al,i(i＝0,1,2…,7)分别为上述翼型表达式上、下表面拟合系数，zte＝0.00100；翼型上述表达式拟合系数为
而且通过数值计算，上述系数在上下浮动不超过0.5％范围内得到的翼型均具有较好的性能。
本实施例具有低阻高发散马赫数的共轴双旋翼高速直升机桨尖翼型的上下表面数据在下面的表1和表2中给出
表1翼型上表面数据
表2下表面坐标
将本实施例与经典OA407翼型进行气动性能计算对比，可以看出本实施例翼型在设计点及设计点附近在低速特性损失不大的情况下，高速阻力发散特性提升显著，基础阻力显著降低，并在所有状态下力矩特性均更好。
表3发明翼型的气动特性表
Ma
C<sub>l</sub>
C<sub>d</sub>
C<sub>m</sub>
0.800
0.0000
0.00655
-0.00159
0.820
0.0000
0.00701
-0.00141
0.840
0.0000
0.00720
-0.00060
0.850
0.0000
0.00722
-0.00079
0.855
0.0000
0.00717
-0.00093
0.860
0.0000
0.00702
-0.00079
0.865
0.0000
0.00669
-0.00065
0.870
0.0000
0.00674
-0.00346
0.875
0.0000
0.00710
-0.00668
0.880
0.0000
0.00927
-0.00747
0.885
0.0000
0.01262
-0.00795
0.890
0.0000
0.01675
-0.00916
表4对比翼型(经典OA407翼型)的气动特性表
Ma
C<sub>l</sub>
C<sub>d</sub>
C<sub>m</sub>
0.800
0.0000
0.00775
-0.00584
0.820
0.0000
0.00794
-0.00600
0.840
0.0000
0.00787
-0.00758
0.850
0.0000
0.00782
-0.01098
0.855
0.0000
0.00800
-0.01419
0.860
0.0000
0.00853
-0.01870
0.865
0.0000
0.00944
-0.02400
0.870
0.0000
0.01084
-0.02948
0.875
0.0000
0.01289
-0.03468
0.880
0.0000
0.01559
-0.03879
0.885
0.0000
0.01913
-0.04364
0.890
0.0000
0.02318
-0.04685
如图所示，本实施例的翼型相对于对比法国经典同厚度高速旋翼翼型OA系列翼型OA407，具有较小的前缘半径(A)，使绕翼型前缘气流加速后保持较低的吸力峰值，吸力峰顶点(A’)保持合适有助于降低翼型后缘压力恢复点。然后从本发明翼型前缘(A)开始，翼型上表面所在曲线段B保持较小较为缓慢的弯度变化以及合适且较低的曲率增长，翼型前缘上表面弯度显著下降，直到达到最大厚度位置，使得翼型上表面压力分布从A’位置后开始变化平缓，到B’位置时出现经典的“双弱激波”压力分布形态，显著减小了激波强度，相应的翼型下表面流场激波也较弱。这种设计的压力分布形态不仅显著地降低了翼型流场阻力，同时也极大增强了翼型流场随马赫数和攻角变化后的稳健性，从而维持了发明翼型在一定马赫数范围内的低阻力特性和显著提高了阻力发散马赫数。
本发明翼型从C处到翼型尾缘设计至厚度不再变化，压力分布在C’位置产生的积分区域控制了翼型低头力矩的增加(力矩参考点为1/4弦线位置)，使得翼型力矩系数好于同状态下OA407翼型，其绝对值也远小于0.02，即有效提高了高速旋翼翼型的力矩特性，降低了配平阻力。通过自然转捩状态计算表明，在高速零升状态下(Ma＝0.87,CL＝0.00,Re＝6.264e6)及其附近范围内，本发明翼型具有非常低的阻力系数，考察点阻力系数为0.00673，相对于对比OA407翼型的阻力系数0.01084降低了41.1counts。同时本发明翼型阻力发散马赫数为0.875，相较于OA407翼型的0.854提高了0.021，在宽马赫数范围内保持了更低的阻力系数和低阻范围。并在整个高、中、低马赫数(Ma＝0.2～Ma＝0.87)范围内保持了相对于经典OA407翼型更好的力矩特性。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。
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