一种基于均匀来流条件的前后对称外形设计的钝后缘弱分离低阻翼型的制作方法

1.本发明涉及共轴旋翼直升机旋翼叶片翼型领域，具体的为一种基于均匀来流条件的前后对称外形设计的钝后缘弱分离低阻翼型。


背景技术：

2.早期的直升机旋翼一般直接采用简单的飞机机翼翼型，然而相比于固定翼飞机机翼，直升机旋翼面临着前行侧压缩性、后行侧动态失速、反流等复杂的气动现象。让直升机桨叶设计困难最大的原因是剖面翼型的来流速度和迎角处于大范围变化之中，如x2直升机在ma＝0.5的速度巡航时，其桨叶的来流速度范围可以从反流-0.2马赫到前行的0.9马赫。宽速域的来流速度，导致了直升机桨叶翼型在沿展向的不同站位处，设计需求与侧重特性不同。
3.根据x2构型共轴旋翼高速直升机在前飞和悬停时前行与后行桨叶沿展向速度分布，其正向来流马赫数最小约0.2马赫，最大约为0.4马赫，后行桨叶反向最大来流速度0.22马赫。为了提高旋翼巡航效率和高速性能，应重点关注其0.2-0.4马赫下的中等迎角下的阻力，以及反向流动下小迎角下的阻力系数。加之高速直升机在高速前飞时，直升机旋翼的后行桨叶处于大面积反流中，高速飞行(250kn/h)时后行桨叶有85％的气流都从翼型后缘流向前缘，常规翼型在反流中很容易产生分离，导致后行桨叶阻力增加，巡航效率降低。为了减小流动分离，采用“abc”旋翼的复合推力高速直升机x-2验证机在旋翼的内翼段(x/r《0.3)采用翼型dbln-526，获得了一定的气动效果，但随着对共轴旋翼直升机的性能要求越来越高，翼型dbln-526也难以满足要求。


技术实现要素：

4.针对高速直升机桨叶来流速度处于大范围变化之中以及反流严重的情况，对靠近桨根站位的翼型提出中等迎角低亚音速下降低阻力系数以及小迎角下减小流动分离的要求，为此，利用均匀来流条件的前后对称外形设计方法，本发明设计提出一种用于共轴旋翼直升机旋翼桨叶0.35r以内的钝后缘弱分离低阻翼型，r为桨叶展长，该翼型相对于经典的厚度为26％的dbln-526翼型，增大前缘半径，有利于保持从后缘开始失速，增加正流时的层流范围，翼型下表面呈现双s，能够进一步提高升阻比。
5.本发明的技术方案为：
6.一种基于均匀来流条件的前后对称外形设计的钝后缘弱分离低阻翼型，其翼型特征如下：
7.该翼型前缘半径为0.06，翼型最大厚度为0.26，位于翼型50％弦长处，最大弯度为0.0408，位于翼型54.2％弦长处。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。
8.进一步的，翼型上表面和下表面的几何坐标表达式为：
[0009][0010]
其中x表示翼型上表面或者下表面的横坐标，y代表翼型上表面或者下表面对应的纵坐标，n代表cst参数化方法的阶次，y
tail
代表翼型根部台阶的y坐标；
[0011]
翼型上表面拟合系数为：
[0012][0013]
翼型下表面拟合系数为：
[0014][0015]
进一步的，翼型上、下表面拟合系数优选：
[0016]
翼型上表面拟合系数为：
[0017][0018]
翼型下表面拟合系数为：
[0019][0020]
进一步的，基于均匀来流条件的前后对称外形设计的钝后缘弱分离低阻翼型的上下表面坐标点位置为：
[0021]
上表面坐标：
[0022]
[0023][0024]
下表面坐标如下：
[0025]
[0026][0027]
有益效果
[0028]
与现有技术相比，本发明具有以下技术效果：
[0029]
本发明提供了一种基于均匀来流条件的前后对称外形设计的钝后缘弱分离低阻翼型。针对大型刚性共轴双旋翼直升机，钝后缘弱分离低阻翼型流场具有层流范围大，后缘有强的流动分离等特点，本发明基于均匀来流条件的前后对称外形设计方法，设计出了新的钝后缘弱分离低阻翼型，相比于经典的dbln-526翼型，前缘半径增大，有利于保持从后缘开始失速，增加正流时的层流范围，翼型下表面呈现双s，在0.2-0.4设计马赫数下阻力减小，进一步提高升阻比。
[0030]
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
[0031]
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：
[0032]
图1为本发明翼型几何外形图
[0033]
图2本发明翼型几何外形图与dbln-526几何外形图对比
[0034]
图3本发明翼型中弧线与dbln-526中弧线
[0035]
图4本发明翼型与dbln-526翼型在设计点处升阻力特性曲线对比(ma＝0.2，re＝1.1
×
106)
[0036]
图5本发明翼型与dbln-526翼型在设计点处升阻力特性曲线对比(ma＝0.3，re＝1.65
×
106)
[0037]
图6本发明翼型与dbln-526翼型在设计点处升阻力特性曲线对比(ma＝0.4，re＝2.2
×
106)
[0038]
图7本发明翼型与dbln-526翼型阻力随攻角时均变化
[0039]
图8本发明翼型与dbln-526翼型升力随攻角时均变化
[0040]
图9本发明翼型与dbln-526翼型在设计点处升力系数非定常变化曲线对比(α＝-6
°
，ma＝0.1，re＝1.2
×
106)
[0041]
图10本发明翼型与dbln-526翼型在设计点处升力系数非定常变化曲线对比(α＝-4
°
，ma＝0.1，re＝1.2
×
106)
[0042]
图11本发明翼型与dbln-526翼型在设计点处升力系数非定常变化曲线对比(α＝-2
°
，ma＝0.1，re＝1.2
×
106)
[0043]
图12本发明翼型与dbln-526翼型在设计点处阻力系数非定常变化曲线对比(α＝4
°
，ma＝0.1，re＝1.2
×
106)
具体实施方式
[0044]
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。
[0045]
直升机以0.3马赫巡航时旋翼桨叶0.3r处在90
°
和270
°
方位角的速度分别为0.45马赫和0.15马赫，速度比为3:1，因此正向流动与反向流动的重要性权重比大约为9:1。为了提高旋翼巡航效率和高速性能，应重点关注其0.2-0.4马赫下的中等迎角下的阻力，针对流场具有层流范围大，后缘有强的流动分离等特点，要求旋翼具有一定的抗流动分离的能力，对翼型的非定常性提出了极高的要求。
[0046]
为此，本发明根据直升机桨叶面临的气动问题，基于代理优化手段对直升机桨叶0.3r处旋翼翼型进行多点多目标优化设计，首先对来流马赫数0.3、0.4，迎角为7
°
、5
°
的工况进行以减阻为目标的优化，以确保该优化翼型在中等迎角下具有低阻特性，并在此基础上对来流马赫数0.2、0.3，cl＝0.6的工况，以提高升阻比为目标做进一步的优化设计，以确保翼型具有低速高升力特性。最后对来流马赫数0.55，cl＝0的工况以最小化阻力为目标做最后优化，这是由于零升阻力决定了翼型的高速性能。通过优化设计，基于均匀来流条件的前后对称外形设计方法，得到了新的钝后缘弱分离低阻翼型。
[0047]
(1)基于均匀来流的对称外形设计方法
[0048]
基于参考翼型dbln-526，采用ffd参数化，将翼型按照对称轴分为两个部分，以左半边为例分别选取上下各取5个控制点来进行控制，共10个变量，右半边控制点信息与左半边相同。
[0049]
(2)优化模型
[0050]
表1钝后缘弱分离低阻翼型设计点工况
[0051][0052]
设计目标和约束：
[0053]
表2钝后缘弱分离低阻翼型设计目标及约束
[0054][0055]
(3)优化翼型数据
[0056]
如图2本发明翼型几何外形图与参考翼型dbln-526几何外形图对比所示，本翼型相对于经典的厚度为26％的dbln-526翼型，其前缘半径进一步增大，有利于保持从后缘开始失速，增加正流时的层流范围。翼型下表面呈现双s，能够进一步提高升阻比。
[0057]
具体的，本实施例中的基于均匀来流条件的前后对称外形设计的钝后缘弱分离低阻翼型，其翼型特征如下：
[0058]
前缘半径翼型面积最大厚度最大厚度位置最大弯度最大弯度位置0.060.1897326％0.5000.04080.542
[0059]
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。
[0060]
进一步的，翼型上表面和下表面运用7阶cst参数化进行拟合得到的的统一表达式如下：
[0061]
[0062]
其中x表示翼型上表面或者下表面的横坐标，y代表翼型上表面或者下表面对应的纵坐标，n代表cst参数化方法的阶次，y
tail
代表翼型根部台阶的y坐标；
[0063]
翼型上表面拟合系数为：
[0064][0065]
翼型下表面拟合系数为：
[0066][0067]
具体上下表面坐标点位置为：
[0068]
上表面坐标：
[0069]
[0070][0071]
下表面坐标如下：
[0072]
[0073][0074]
(4)设计点气动数据对比
[0075]
如图4、图5、图6给出了不同设计点处的优化翼型和参考翼型dbln-526升阻力特性对比，优化后的翼型在设计点下的主要设计目标均有所改善，针对上文提出的中等迎角下减阻以及在此基础上进一步提高升阻比的优化目标，优化翼型在设计点处阻力系数有所降低，最多可减小20.88％，升阻比最高提升19.94％，整体优于初始翼型；所有约束均得到满足，优化翼型对校核指标整体满足情况较好，仅在高速下的最大升阻比稍有下降。
[0076]
(5)优化翼型的非定常特性
[0077]
对设计翼型进行非定常计算，如图7、图8给出了翼型随迎角变化的升力系数时均变化图，如图所示，时均阻力系数减小了，时均升力系数得到提升，优化取得了明显的效果。如图9、图10、图11、图12所示，在非定常计算状态下，升力系数的均值相较参考翼型得到提升，阻力系数有所降低，且二者曲线振幅有所减小，在很大程度上改变了分离特性，显著减小了气动噪声，大迎角的升力系数扰动量有所增加，但仍满足校核指标。
[0078]
综上所述，优化过程本身均符合多目标气动优化规律，优化后的翼型各工况下的目标气动特性有较大改善。
[0079]
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。

技术特征：
1.一种基于均匀来流条件的前后对称外形设计的钝后缘弱分离低阻翼型，其特征在于：翼型前缘半径为0.06，翼型最大厚度为0.26，位于翼型50％弦长处，最大弯度为0.0408，位于翼型54.2％弦长处；所述前缘半径、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。2.根据权利要求1所述一种基于均匀来流条件的前后对称外形设计的钝后缘弱分离低阻翼型，其特征在于：所述翼型用于共轴旋翼直升机旋翼桨叶0.35r以内位置，r为桨叶展长。3.根据权利要求1所述一种基于均匀来流条件的前后对称外形设计的钝后缘弱分离低阻翼型，其特征在于：所述翼型采用基于均匀来流的对称外形设计方法设计得到，其中设计点工况为：在设计状态1和设计状态2，以减阻为目标；在设计状态3和设计状态4以提高升阻比为目标；在设计状态5，以最小化阻力为目标。4.根据权利要求3所述一种基于均匀来流条件的前后对称外形设计的钝后缘弱分离低阻翼型，其特征在于：以dbln-526翼型为优化设计的参考翼型。5.根据权利要求1所述一种基于均匀来流条件的前后对称外形设计的钝后缘弱分离低阻翼型，其特征在于：翼型上表面和下表面的几何坐标表达式为：其中x表示翼型上表面或者下表面的横坐标，y代表翼型上表面或者下表面对应的纵坐标，n代表cst参数化方法的阶次，y
tail
代表翼型根部台阶的y坐标；翼型上表面拟合系数为：翼型下表面拟合系数为：
。6.根据权利要求5所述一种基于均匀来流条件的前后对称外形设计的钝后缘弱分离低阻翼型，其特征在于：翼型上表面拟合系数为：翼型下表面拟合系数为：7.根据权利要求1所述一种基于均匀来流条件的前后对称外形设计的钝后缘弱分离低阻翼型，其特征在于：基于均匀来流条件的前后对称外形设计的钝后缘弱分离低阻翼型的上下表面坐标点位置为：上表面坐标：
下表面坐标如下：
。

技术总结
本发明提出一种基于均匀来流条件的前后对称外形设计的钝后缘弱分离低阻翼型，翼型前缘半径为0.06，翼型最大厚度为0.26，位于翼型50％弦长处，最大弯度为0.0408，位于翼型54.2％弦长处。该翼型相比于经典的DBLN-526翼型，前缘半径增大，有利于保持从后缘开始失速，增加正流时的层流范围，翼型下表面呈现双S，在0.2-0.4设计马赫数下阻力减小，进一步提高升阻比。阻比。阻比。


技术研发人员：赵欢 董远哲 高正红 刘敬敏 赵轲 夏露
受保护的技术使用者：北京电子工程总体研究所
技术研发日：2023.06.21
技术公布日：2023/9/20