一种大前后掠组合的直升机旋翼桨叶的制作方法

本发明属于直升机气动设计技术领域，特别涉及一种大前后掠组合的直升机旋翼桨叶。

背景技术：

旋翼是直升机的关键部件之一，其气动性能直接影响直升机型号的性能和先进性。旋翼的气动性能包括噪声水平、悬停性能和前飞效率等，旋翼的气动布局方案直接决定了其气动性能。旋翼的气动布局参数包括桨叶形状(含桨尖构型)、弦长分布、翼型配置和扭转分布等，其中桨叶形状，如前掠、后掠、尖削等是国内外进行直升机旋翼设计技术研究的重点方向之一。研究表明桨尖后掠能够缓解前行侧桨叶的压缩性，提升旋翼气动性能，桨叶的前掠和后掠组合可以起到相位调整作用，使得平行桨-涡干扰噪声不会同时传播到远场观测点，达到减弱旋翼气动噪声的目的。改变桨叶弦长分布，特别地，使最大弦长位置内移，一方面有利于桨叶展向环量分布的均匀化，降低旋翼诱导功率，提高旋翼悬停效率，另一方面通过重新布置载荷沿展向的分布，可以削弱桨尖涡强度，降低旋翼桨-涡干扰噪声。

国内现役直升机型号旋翼大都采用常规的平面形状，然而，面对高性能、低噪声等越来越高的技术指标要求，非常规组合型旋翼气动布局方案，特别是大前突后掠桨叶将更具应用前景。

技术实现要素：

为解决背景技术存在的技术问题，本发明提供了一种大前后掠组合的直升机旋翼桨叶。

本发明的技术方案：

一种大前后掠组合的直升机旋翼桨叶，所述桨叶包括：主翼型段和桨根段；

所述主翼型段分布位置为桨叶相对半径0.2667r处到1r桨尖处；所述主翼型段的翼型相对厚度为7％-12％；所述桨根段扭转角为定值；所述主翼型段气动扭转率为-9°/r～-14°/r。

优选地，所述主翼型段气动扭转率为-12°/r。

优选地，所述主翼型段分为三段桨叶段；第一桨叶段位于相对半径0.2667r～0.50r处，第一桨叶段弦长为恒定值c；第二桨叶段位于相对半径0.5r～0.8r处，第二桨叶段弦长线性增大；第二桨叶段相对半径0.8r处弦长为1.1c～1.3c；第三桨叶段位于相对半径0.8r～1.0r处，第三桨叶段弦长线性减少，相对半径1.0r处弦长为0.4c～0.6c。

优选地，第一桨叶段弦长为恒定值c，c＝0.425m。

优选地，第二桨叶段相对半径0.8r处弦长为1.15c。

优选地，第三桨叶段相对半径1.0r处弦长为0.45c。

优选地，所述第一段桨叶段外形为矩形，所述第二桨叶段为前掠形，前掠角度为-2°～-8°

优选地，所述第三桨叶段为后掠形，后掠角度为15°～25°。

优选地，所述第二桨叶段前掠角度为-6°。

优选地，所述第三桨叶段后掠角度为18°。

本发明的有益效果：采用cfd数值计算方法对本发明设计的大前后掠组合的直升机旋翼桨叶进行了计算，评估了其悬停效率、前飞升阻比以及气动噪声，结果表明与原始基准旋翼相比，优化旋翼的悬停性能、前飞性能以及噪声特性均具有优势，应用前景较大。

附图说明

图1为本发明提出的直升机旋翼桨叶的扭转角分布；

图2为本发明提出的直升机旋翼桨叶的弦长分布；

图3为本发明提出的直升机旋翼桨叶外形示意图；

图4为本发明提出的直升机旋翼桨叶和基准旋翼悬停效率计算结果对比；

图5为本发明提出的直升机旋翼桨叶和基准旋翼前飞升阻比计算结果对比；

图6为本发明提出的直升机旋翼桨叶和基准旋翼气动噪声计算结果对比。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

一种大前后掠组合的直升机旋翼桨叶，所述桨叶的根部设有桨根接头，桨根接头有两个纵列式的连接孔，且连接孔的内壁连接有剪力螺栓，桨根接头通过剪力螺栓连接旋翼桨毂支臂。所述桨叶主翼型段起始于相对半径0.2667r，从相对半径0.2667r至桨尖的翼型厚度为7％-12％。翼型厚度越小，阻力发散马赫数越大，因此在桨叶外端的主翼型段设置较薄的翼型可以在保证升力的同时降低阻力。

所述直升机旋翼桨叶自旋转中心到相对半径0.2667r的扭转角保持一致，从相对半径0.2667r至桨尖的气动扭转率为x，根据本申请的至少一个实施方式，优选地，x取-12°/r，在保证了旋翼悬停性能的同时兼顾前飞性能。图1给出了桨叶的扭转角分布曲线。

根据弦长的变化，所述桨叶主翼型段可以分为三段桨叶段，优选地，第一桨叶段位于相对半径0.2667r～0.50r处，弦长相等，为c；第二桨叶段位于相对半径0.5r～0.8r处，弦长线性增大，相对半径0.8r处弦长为1.1c～1.3c；第三桨叶段位于相对半径0.8r～1.0r处，弦长线性减少，相对半径1.0r处弦长为0.4c～0.6c。弦长分布影响旋翼的诱导速度分布，因此上述三段式弦长分布可以保证旋翼的诱导速度分布更加均匀，从而提升旋翼的气动性能。根据本申请的至少一个实施方式，优选地，c取0.425m，相对半径0.8r处弦长取1.15c，相对半径1.0r处弦长取0.45c。图2给出了桨叶的弦长分布曲线。

所述桨叶第一桨叶段外形为矩形，第二桨叶段为前掠部分，前掠角度为-2°～-8°，正负号用以区别后掠和前掠，第三桨叶段为后掠部分，后掠角度为15°～25°。第一段矩形、第二段前掠、第三段后掠的桨叶形式可以降低桨尖的空气压缩性，提升旋翼气动性能和噪声特性。本发明中采用较小的前掠或后掠角度，在提升旋翼气动性能和噪声特性的同时还不会影响旋翼的动力学特性。根据本申请的至少一个实施方式，优选地，第二桨叶段前掠角度取-6°，第三桨叶段后掠角度取18°。

所述桨叶主承力结构均为复合材料，且桨叶的额定转速为306rpm。

图3给出了优选实施例桨叶气动外形示意图。

图4～图6分别给出了基于cfd数值方法计算的优选实施例桨叶和基准旋翼悬停效率、前飞升阻比以及气动噪声，通过对比可以看出，与基准旋翼相比，优选实施例桨叶的旋翼悬停性能、前飞性能以及噪声特性均具有优势。

以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

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