一种直升机低噪声旋翼桨叶气动外形的制作方法

本发明属于直升机气动设计技术领域，特别涉及一种直升机低噪声旋翼桨叶气动外形。

背景技术：

直升机是一种用途很广的飞行器，但是外部噪声大是它的固有缺点之一，尤其是在人口密集的区域使用，会使得直升机对周围环境以及地面人员产生较为严重的噪声污染和影响，这一因素极大地限制了直升机的进一步使用。而旋翼是直升机外部噪声最主要的来源之一，因此，直升机低噪声旋翼方案设计是直升机旋翼设计技术研究的重点方向之一。国内现有直升机型号噪声普遍偏高，在直升机低噪声旋翼气动布局设计方面还有待创新突破。

技术实现要素：

本发明的目的：提供一种直升机低噪声旋翼桨叶气动外形，以满足“安静”直升机需求。

本发明的技术方案：

一种直升机低噪声旋翼桨叶气动外形，直升机旋翼桨叶的主翼型段包括三段桨叶段，所述三段桨叶段分别采用同一翼型族的相对厚度为12％、9％和7％的翼型。

优选地，所述第一段桨叶段的翼型为相对厚度的12％翼型，12％翼型位置为从桨叶翼型起始位置到相对半径的0.65r～0.85r处；所述第二段桨叶段的翼型为12％翼型和9％翼型的过渡段；9％翼型布置在相对半径0.85r～0.92r之间；所述第三段桨叶段的翼型为9％翼型和7％翼型的过渡段，7％翼型布置在相对半径0.95r～1.0r之间。

优选地，12％翼型位置为从桨叶翼型起始位置到相对半径的0.78r处；9％翼型布置在相对半径0.85r处；7％翼型布置在相对半径1.0r处。

优选地，所述桨叶第一段桨叶段弦长为c；9％翼型处弦长为1c～1.5c，第二段桨叶段弦长为线性过渡；7％翼型处弦长为1/3c～1/2c，第三段桨叶段弦长为线性过渡。

优选地，所述第一段桨叶段外形为矩形；所述第二段桨叶段外形为前掠形，前掠角度为-4°～-15°；所述第三段桨叶段外形为后掠形，后掠角度为10°～30°。

优选地，所述第二段桨叶段的前掠角度为-6°；所述第三段桨叶段的后掠角度为12°。

优选地，所述桨叶采用线性气动负扭转设计，气动扭转率为-10°/r～-14°/r。

优选地，所述桨叶的气动扭转率为-11°/r。

优选地，所述桨叶的第三段桨叶段气动扭转率为0。

本发明的有益效果：桨叶气动外形采用了多段翼型配置、前后掠桨尖构型、桨尖尖削以及负扭转设计，能够有效地降低旋翼气动噪声。在声学风洞开展了该桨叶和基准桨叶噪声测量试验，结果表明，在典型斜下降状态，该桨叶噪声优于基准桨叶，旋翼噪声最大降幅达6分贝(a计权)，平均降噪幅度接近4分贝(a计权)。

附图说明

图1为本发明提出的一种低噪声旋翼桨叶的弦长分布；

图2为本发明提出的一种低噪声旋翼桨叶的扭转角分布；

图3为本发明提出的一种低噪声旋翼桨叶外形示意图。

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。

一种直升机低噪声旋翼桨叶气动外形，旋翼桨叶的主翼型段包含多个翼型，为同一翼型族的12％、9％和7％三种翼型，分为三段桨叶段。所述第一桨叶段采用的翼型为相对厚度较厚的12％翼型，从桨叶翼型起始位置一直布置到相对半径0.65r～0.85r，优选地布置在0.78r；第二桨叶段为12％翼型和9％翼型的过渡段，其中，9％翼型布置在相对半径0.85r～0.92r之间，优选地布置在0.85r处；第三桨叶段为9％翼型和7％翼型的过渡段，7％翼型位于相对半径0.95r～1.0r处，优选地布置在桨尖处，即1.0r。上述三段式翼型厚度分布，在保证旋翼具有足够的升力的同时，还可以适应高速飞行时的跨音速流动，从而有效的减弱高速脉冲噪声。

所述桨叶第一桨叶段弦长为c，优选地，c取0.435m；相对半径0.85r处弦长为1c～1.5c，优选地，取1.1c，相对半径0.78r到0.85r之间弦长为线性过渡；桨尖弦长与第一桨叶段弦长比例为1/3～1/2，优选地，取1/3，相对半径0.85r到桨尖之间弦长为线性过渡。图1给出了桨叶的弦长分布曲线。在桨尖处减小弦长，可以有效的减弱桨尖处的跨音速效应，从而达到降低高速脉冲噪声的效果。

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-4°～-15°，正负号用以区别前掠和后掠，优选地，前掠角度取-6°；第三桨叶段为后掠部分，后掠角度为10°～30°，优选地，后掠角度取12°。上述前后掠组合式桨叶设计，可以有效的削弱旋翼的桨涡干扰现象，从而大幅度降低桨涡干扰噪声。

所述桨叶采用了线性气动负扭转设计，扭转率为-10°/r～-14°/r，优选地，扭转率取-11°/r。优选地，桨叶第三段桨叶段可以尽量减小负扭转率，甚至采用0扭转率。上述三段式扭转率设计可以保证旋翼兼具足够大的悬停性能和前飞升阻比。优选地，桨叶相对半径0.9r到桨尖处采用0扭转率。优选地，桨叶相对半径0.95r到桨尖处采用0扭转率。以减弱大速度前飞时桨尖产生负升力的影响。图2给出了桨叶的扭转角分布曲线。

图3给出了优选实施例桨叶气动外形示意图。

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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