本發(fā)明涉及傾轉旋翼直升機的旋翼葉片翼型設計領域，具體為一種基于后行槳葉理論的高亞聲速傾轉旋翼翼型及機翼。

背景技術：

1、翼型是旋翼的基本構成要素，翼型的氣動特性優(yōu)劣對旋翼性能有關鍵性影響，直接影響傾轉旋翼直升機的載重、速度、航程、噪聲和振動水平。旋翼翼型的寬馬赫數(shù)、變迎角、非定常特性導致其設計較固定翼的設計更加復雜。同時，旋翼的前飛、機動、非定常等特殊狀態(tài)，導致旋翼設計目標為提高最大發(fā)散馬赫數(shù)和降低力矩系數(shù)，同時使旋翼仍然保持高升力。

2、傾轉旋翼直升機的性能主要包括機動性、巡航狀態(tài)下螺旋槳效率、螺旋槳的壓縮性阻力特性以及直升機模式下的懸停效率，而螺旋槳葉翼型作為旋翼的基本元件，螺旋槳葉翼型的性能直接影響直升機的性能，尤其對傾轉旋翼直升機的性能有重要影響。早期的直升機旋翼一般直接采用簡單的飛機機翼翼型，然而相比于固定翼飛機機翼，直升機旋翼在旋轉運動的基礎上，存在變距、揮舞、擺振以及彈性形變等多種運動的復雜耦合現(xiàn)象，而前飛來流的非定常變化，進一步導致旋翼槳葉存在非定常、非對稱的復雜流動現(xiàn)象，使旋翼槳葉同時出現(xiàn)翼尖跨聲速流動、翼根低速乃至于反向流動，并伴隨動態(tài)失速和槳渦干擾等現(xiàn)象。因此傾轉旋翼直升機槳葉翼型設計必須考慮不同站位流動機理，滿足多模態(tài)運動的氣動、操穩(wěn)特性等多學科設計要求。由于旋翼的周期變距操縱，后行槳葉一般處于大迎角狀態(tài)，引起槳葉吸力面前緣發(fā)生邊界層分離，導致旋翼后行槳葉發(fā)散動態(tài)失速，造成升力突降、阻力和低頭力矩徒增以及強烈的氣動載荷遲滯效應，從而引起旋翼氣動載荷振蕩和槳葉振動，嚴重制約了直升機飛行速度和飛行能力的提高。

3、為了緩解高速直升機后行槳葉大迎角狀態(tài)引起的激波分離和發(fā)散動態(tài)失速問題，需要考慮設計一種能夠延緩激波產(chǎn)生、抑制直升機槳葉后部及末端動態(tài)失速特性以及提高抬頭力矩的翼型。

技術實現(xiàn)思路

1、針對現(xiàn)有技術中存在的問題，本發(fā)明提供一種基于后行槳葉理論的高亞聲速傾轉旋翼翼型及機翼，該翼型具有相對較大的前緣厚度，可以有效的提高亞聲速升力特性以及失速特性，同時能夠平衡高亞聲速下的零升力矩。

2、本發(fā)明是通過以下技術方案來實現(xiàn)：

3、一種基于后行槳葉理論的高亞聲速傾轉旋翼翼型，所述翼型的上表面前緣的彎度為0.202~0.242，上表面后緣的彎度為0.079~0.099；

4、所述翼型的下表面前緣的彎度為0.146~0.176，下表面后緣的彎度為0.026~0.046；

5、所述翼型的上表面后緣的斜率為-0.09~-0.11，下表面后緣的斜率為0.0057~0.0077。

6、優(yōu)選的，所述翼型的最大厚度t為0.12m，最大厚度位置在0.289倍弦長處。

7、優(yōu)選的，所述翼型的最大彎度為0.0137倍弦長，最大彎度位置在0.6085倍弦長處。

8、優(yōu)選的，所述翼型設置在槳葉展向60％-85％位置。

9、優(yōu)選的，所述翼型的表面采用 n階cst參數(shù)化進行擬合得到，表面坐標的表達式如下：

10、

11、其中， x為翼型的表面橫坐標， y為翼型的表面縱坐標， i為階次序列， n為cst參數(shù)化方法的階次，為翼型根部臺階的 y坐標，為擬合系數(shù)，為階次序列 i的擬合系數(shù)，！為階乘。

12、優(yōu)選的，所述翼型的上表面前緣的半徑為0.00575?m，所述翼型的下表面前緣的半徑為0.000121?m。

13、優(yōu)選的，所述上表面前緣和下表面前緣靠近翼型弦線的一端連接并平滑過渡形成翼型的前緣，上表面后緣靠近翼型前緣的一端與上表面前緣的另一端平滑連接，下表面后緣靠近翼型前緣的一端與下表面前緣的另一端平滑連接，上表面后緣和下表面后緣靠近翼型后緣的一端相交。

14、一種機翼，該機翼展向60％-85％位置的翼型為所述一種基于后行槳葉理論的高亞聲速傾轉旋翼翼型。

15、一種直升機，該直升機的機翼為所述的一種機翼。

16、優(yōu)選的，所述直升機為傾轉旋翼直升機。

17、與現(xiàn)有技術相比，本發(fā)明具有以下有益的技術效果：

18、本發(fā)明提供了一種基于后行槳葉理論的高亞聲速傾轉旋翼翼型，該翼型設置在傾轉旋翼直升機槳葉展向60％-85％位置，對應大型傾轉旋翼直升機在巡航和懸停階段，槳葉沿展向的中后段處于跨聲速狀態(tài)，由于該傾轉旋翼翼型的前緣彎度增加，后緣彎度的減小，在保證低壓聲速氣動性能損失可控的狀態(tài)下，提升了其跨聲速狀態(tài)的阻力特性，并使該傾轉旋翼翼型具有優(yōu)秀的力矩特性；傾轉旋翼直升機在高亞聲速懸停階段，由于該傾轉旋翼翼型的彎度增加，槳葉在保證較小的低頭力矩條件下，使傾轉旋翼直升機的失速特性和最大升力特性大幅提高。將該傾轉旋翼翼型與naca64212（naca?national?advisorycommittee?for?aeronautics，美國國家航空咨詢委員會）后行槳葉翼型進行氣動性能比較，該傾轉旋翼翼型能夠在高亞聲速緩解大迎角分離現(xiàn)象，提高失速特性，在跨聲速下削弱翼型上表面激波，推遲發(fā)散馬赫數(shù)，相較于naca64212后行槳葉翼型在亞聲速、跨聲速范圍擁有更好的升力、阻力和力矩特性。

技術特征：

1.一種基于后行槳葉理論的高亞聲速傾轉旋翼翼型，其特征在于，所述翼型的上表面前緣（1）的彎度為0.202~0.242，上表面后緣（2）的彎度為0.079~0.099；

2.根據(jù)權利要求1所述的一種基于后行槳葉理論的高亞聲速傾轉旋翼翼型，其特征在于，所述翼型的最大厚度t為0.12m，最大厚度位置在0.289倍弦長處。

3.根據(jù)權利要求1所述的一種基于后行槳葉理論的高亞聲速傾轉旋翼翼型，其特征在于，所述翼型的最大彎度為0.0137倍弦長，最大彎度位置在0.6085倍弦長處。

4.根據(jù)權利要求1所述的一種基于后行槳葉理論的高亞聲速傾轉旋翼翼型，其特征在于，所述翼型設置在槳葉展向60％-85％位置。

5.根據(jù)權利要求1所述的一種基于后行槳葉理論的高亞聲速傾轉旋翼翼型，其特征在于，所述翼型的表面采用n階cst參數(shù)化進行擬合得到，表面坐標的表達式如下：

6.根據(jù)權利要求1所述的一種基于后行槳葉理論的高亞聲速傾轉旋翼翼型，其特征在于，所述翼型的上表面前緣（1）的半徑為0.00575m，所述翼型的下表面前緣（3）的半徑為0.000121m。

7.根據(jù)權利要求1-6任一項所述的一種基于后行槳葉理論的高亞聲速傾轉旋翼翼型，其特征在于，所述上表面前緣（1）和下表面前緣（3）靠近翼型弦線的一端連接并平滑過渡形成翼型的前緣，上表面后緣（2）靠近翼型前緣的一端與上表面前緣（1）的另一端平滑連接，下表面后緣（4）靠近翼型前緣的一端與下表面前緣（3）的另一端平滑連接，上表面后緣（2）和下表面后緣（4）靠近翼型后緣的一端相交。

8.一種機翼，其特征在于，該機翼展向60％-85％位置的翼型為權利要求1-7任一項所述一種基于后行槳葉理論的高亞聲速傾轉旋翼翼型。

9.一種直升機，其特征在于，該直升機的機翼為權利要求8所述的一種機翼。

10.根據(jù)權利要求9所述的一種直升機，其特征在于，所述直升機為傾轉旋翼直升機。

技術總結
本發(fā)明公開了一種基于后行槳葉理論的高亞聲速傾轉旋翼翼型及機翼，屬于傾轉旋翼直升機旋翼翼型設計領域；所述翼型的上表面前緣的彎度為0.202~0.242，上表面后緣的彎度為0.079~0.099；所述翼型的下表面前緣的彎度為0.146~0.176，下表面后緣的彎度為0.026~0.046；所述翼型的上表面后緣的斜率為?0.09~?0.11，下表面后緣的斜率為0.0057~0.0077；該翼型設置在傾轉旋翼直升機槳葉展向60％?85％位置，該翼型能夠在亞聲速下緩解大迎角分離現(xiàn)象，提高失速特性，在跨聲速下削弱翼型上表面激波，推遲發(fā)散馬赫數(shù)，相較于NACA64212后行槳葉翼型在亞聲速、跨聲速范圍擁有更好的升力、阻力和力矩特性。

技術研發(fā)人員：趙軻,張偉,高正紅,趙歡,黃江濤,鄧俊,劉衍旭
受保護的技術使用者：西北工業(yè)大學
技術研發(fā)日：
技術公布日：2024/12/23