一种全工况条件下高升力低力矩特性12%厚度旋翼翼型的制作方法

本发明涉及旋翼翼型设计
技术领域：
，具体为一种应用于高性能直升机旋翼的全工况条件下高升阻比、高最大升力系数、低零升阻力系数的12％厚度旋翼翼型。
背景技术：
：直升机性能与先进旋翼翼型设计的密切关系主要体现在如下两方面：(1)旋翼翼型性能的提升能够促进高性能直升机的发展，如自然层流超临界翼型使得翼型在相对厚度不变的条件下，阻力发散马赫数提高0.05～0.12，或使翼型最大相对厚度提高2％～5％，因此，法国的OA5旋翼翼型系列的低阻力、高阻力发散马赫数特性使得直升机的前飞速度、机动性能有明显的提高。(2)直升机由于其不同于固定翼飞行器的特殊飞行机理，对翼型设计提出了特殊指标要求，需要在苛刻俯仰力矩限制条件下满足前飞、机动、悬停等多种飞行状态下对翼型不同性能的要求。最初的旋翼翼型为对称翼型，如NACA0012等，70年代到80年代初期，设计出了阻力发散马赫数有明显提高的旋翼翼型，如OA-2，ЦАГИ-2等。在80年代期法国使用数值优化技术设计了OA3系列翼型，80年代后期-90年代初期继续发展了OA4和OA5系列的旋翼翼型，使直升机性能获得了很大提高。俄罗斯也在高性能翼型方面进行了大量基础研究，如发展了ЦАГИ4翼型系列，并已发展了完善的翼型相关试验设备和技术。美国NASA、西科斯基和贝尔等直升机公司也深入开展了高性能翼型研究，发展了各种先进翼型系列。这些国外先进翼型数据并不对外公开，处于技术保密状态。目前国内尚无关于高升阻比旋翼翼型的发明。国外现有公开的12％厚度旋翼翼型OA312，该翼型厚度与本发明相同，但其他外形参数与本发明不同，且升阻比和最大升力系数还有待提升，不能适应直升机高性能旋翼设计需求。技术实现要素：要解决的技术问题现今国内外公开的常规的12％相对厚度旋翼翼型的升阻特性和最大升力系数等均有待提升。本发明的目的是，设计一种拥有高升阻比，高最大升力系数且零升阻力系数更低的12％相对厚度翼型，以满足高性能直升机旋翼的性能要求。技术方案根据上述目的，本发明提出了一种应用于直升机高性能旋翼桨叶设计需求的全工况条件下具备高升阻比、高的最大升力系数、低力矩特性的12％厚度旋翼翼型。其突出特点是，在多工况条件下，具有高升阻比，高最大升力系数且零升阻力系数更低。本发明的技术方案为：所述一种全工况条件下高升力低力矩特性12％厚度旋翼翼型，其特征在于：所述翼型上下表面几何坐标(x，y)表达式分别为：其中下标up和low分别表示翼型的上、下表面，C为翼型弦长，系数为：进一步优选方案，所述一种全工况条件下高升力低力矩特性12％厚度旋翼翼型，其特征在于：系数优选：有益效果现有公开的12％厚度旋翼翼型，均难以满足日益提升的升阻比，最大升力系数等气动性能的要求，而本发明设计的翼型具有高升阻比，高最大升力系数且零升阻力系数更低。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为本发明设计翼型的几何外形图；图2为本发明设计翼型与对比翼型的几何外形对比图；图3为本发明设计翼型与对比翼型在Ma＝0.6时的升力系数-攻角曲线对比；图4为本发明设计翼型与对比翼型在Ma＝0.6时的升阻比-升力系数曲线对比。其中，A为翼型前缘，B为翼型上表面中后部，C为翼型上表面后部，D为翼型下表面。具体实施方式下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。随着新型高性能直升机的研制发展，对高性能直升机旋翼翼型设计提出了更严格的要求，要求在多工况条件下，具有高升阻比、高的最大升力系数、低力矩特性。本实施例就是基于上述目的，设计了一种具有高升阻比，高最大升力系数且零升阻力系数更低的12％厚度翼型。文中提到的全工况，是指直升机旋翼翼型在实际使用时的全部工作条件。对于本发明提出的翼型而言，是指马赫数的变化范围从0.3到0.6的工作条件。本实施例提出的翼型命名为NPU-HA-1273，根据相关优化过程得到的翼型族上下表面几何坐标表达式分别为：其中下标up和low分别表示翼型的上、下表面，C为翼型弦长，系数如下表所示：NPU-HA-1273翼型的几何表达式系数而且通过数值计算，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。对应的NPU-HA-1273翼型几何特征如下表所示：翼型名称最大厚度最大厚度位置最大弯度最大弯度位置NPU-HA-12730.119775C0.294C-0.023500C0.231C该翼型的主要特点包括：1、前缘半径减小，以减少激波强度，进而减小阻力，增加升阻比；2、翼型下部厚度有所增加，以减小力矩。为了说明本实施例提出的翼型具有较好的性能，下面以OA312——国外一种高升阻比和高阻力发散马赫数相对厚度12％旋翼翼型作为对比翼型，分析比较其气动性能。申请人通过数值计算以及风洞试验的方式进行对比：计算表明，翼型的最大升力系数，升阻比等指标全面超过了OA312翼型，仅阻力发散马赫数略小于OA312翼型，但该翼型在Ma0.77时的零升阻力系数小于OA312翼型。计算结果见下表所示。设计翼型与对比翼型的气动性能其中，Cl是升力系数，Ma是马赫数，K是升阻比，Mdd为阻力发散马赫数，Cm0是零升力矩系数，Cd0是零升阻力系数。由计算结果可以看出，在多工况条件下，设计翼型完全满足设计指标，具有高升阻比，高阻力发散马赫数，高最大升力系数，且力矩系数较小，Ma＝0.77时零升阻力更小。在西北工业大学NF-3低速风洞和NF-6高速风洞中，加工了翼型试验模型，进行了旋翼翼型的静态高低速风洞试验。并与对比翼型OA312进行比较。图3显示，Ma＝0.6时，设计翼型升力系数全面高于对比翼型；Ma＝0.6时，设计翼型升阻比全面高于对比翼型。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。当前第1页1 2 3