專利名稱：用于飛行器的空氣動力學(xué)高性能翼型的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及用于諸如固定翼和/或旋翼飛行器的空氣動力學(xué)高性能翼型。
背景技術(shù)：
已知一個實施空氣動力學(xué)高性能翼型的重要標(biāo)準(zhǔn)是減小其空氣阻力，尤其是通過在其翼型深度的大部分上保持層流來減小其空氣阻力。作為有利的壓力梯度的結(jié)果，在這種情況下特別關(guān)注高性能翼型底側(cè)上的邊界層，該邊界層盡可能地壓抵在高性能翼型鈍形地形成的后邊緣上，以避免氣泡形的氣流分離。這些分離效應(yīng)被稱作失速，它們導(dǎo)致流動中斷并因而導(dǎo)致性能損失，己知這些分離效應(yīng)是雷諾數(shù)(Re數(shù))的函數(shù)。這種不希望的氣泡形成也可能發(fā)生在旋翼飛行器的主旋翼或尾部旋翼的旋翼葉片上，并且也會減少圍繞其中的旋翼葉片的氣流，導(dǎo)致產(chǎn)生和發(fā)生(如實驗所顯示的)有關(guān)推力和俯仰力矩的損失，特別是在旋翼葉片的鈍后緣上會產(chǎn)生和發(fā)生這樣的損失，這是因為在那里也可能存在十分大的反向壓力梯度。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是在將用其產(chǎn)生的推力和俯仰力矩方面，對特別是直升機(jī)的旋翼葉片的具有空氣動力學(xué)表面的翼型的實施方式加以改進(jìn)。
基于在特別是旋翼葉片的空氣動力學(xué)體的高性能翼型的底側(cè)上也會形成所不希望的氣泡的發(fā)現(xiàn)，根據(jù)本發(fā)明實現(xiàn)了該目的，這是因為為了在高性能翼型的底側(cè)上實現(xiàn)紊流出流，設(shè)置過渡條帶且使其在后緣的整個深度上延伸。
從從屬權(quán)利要求中可以得到本發(fā)明的其它特征。
根據(jù)本發(fā)明的較佳實施例，過渡條帶實施為鋸齒形帶，并膠合到空氣動力學(xué)高性能翼型的底側(cè)上。
根據(jù)本發(fā)明的另一實施例，過渡條帶實施為所謂的片狀件，即一體形成在空氣動力學(xué)高性能翼型的底側(cè)上/中的干涉邊緣。首次由本發(fā)明強(qiáng)制形成在特別是具有鈍后緣的旋翼葉片的空氣動力學(xué)高性能翼型的底側(cè)上的紊流出流，這就令人驚奇地致使升力增大并提高裝有其的旋翼飛行器的穩(wěn)定性。
在最簡單的情況下，在旋翼葉片的整個深度，即整個半徑上膠合上過渡條帶，該過渡條帶可在空氣動力學(xué)高性能翼型的底側(cè)上強(qiáng)制形成這樣的紊流；不過，也可以將過渡條帶在旋翼葉片的底側(cè)上實施為一體形成在旋翼葉片的翼型中的片狀件。
通過根據(jù)本發(fā)明的這里所討論類型的空氣動力學(xué)高性能翼型的實施方式，實現(xiàn)了升力和俯仰力矩方面的空氣動力學(xué)特性且翼型阻力的增加可忽略不計。在相同的旋翼動力下可以實現(xiàn)旋翼推力的增加。還可以看到另一優(yōu)點在于，可通過該過渡條帶來實現(xiàn)高性能翼型的較低的雷諾數(shù)敏感度，并因而實現(xiàn)較小的諸如在旋翼飛行器旋翼上的非靜態(tài)激勵之類的空氣動力學(xué)效應(yīng)。這延長了旋翼葉片和旋翼葉片部件的使用壽命。對于固定翼飛行器的機(jī)翼翼型也相應(yīng)地是同樣的情況。


下文將基于在附圖中示意地示出的示例性實施例來更加詳細(xì)地描述本發(fā)明。在附圖中.-
圖1是示出根據(jù)本發(fā)明的用于直升機(jī)尾部旋翼葉片的空氣動力學(xué)高性能翼型的剖視圖，該翼型具有鈍后緣；和
圖2示出圖1的高性能翼型從下方所見的視圖。
具體實施例方式
在圖1中所示的呈用于直升機(jī)尾部旋翼的旋翼葉片的形式的空氣動力學(xué)高性能翼型IO包括大幅彎曲的頂表面11和小幅彎曲的下表面12以及翼型突耳14和鈍后緣15。它以如下方式來實施在合適地選擇的&數(shù)的情況下，在翼型周圍的氣流盡可能地發(fā)生而在該表面的大部分上而沒有氣流分離。為了在后緣15緊接的附近在高性能翼型10的底側(cè)上產(chǎn)生(為了實現(xiàn)紊流出流)紊流邊界層，在后緣15的底側(cè)上設(shè)置過渡條帶16。它在整個深度，即空氣動力學(xué)高性能翼型10的旋翼葉片的后緣15的半徑R上延伸，可對照圖2。
過渡條帶16在本示例性實施例中實施為鋸齒形帶的形式，如在詳圖D中所示。它的厚度為0.4mm,寬度為10mm，并在其前緣和后緣上設(shè)有鋸齒形部18。經(jīng)由永久粘性結(jié)合來固定過渡條帶16，也可以通過相應(yīng)的表面實施方式來將其實施為翼型底側(cè)上的所謂片狀件(控制緣)。
此外，可以從圖2看到實施為尾部旋翼的旋翼葉片的高性能翼型10的附連凸
緣20上的固定孔19。如果高性能翼型IO實施為用于主旋翼的旋翼葉片，則可以不同的方式來實施附連凸緣20，并且如果高性能翼型10實施為用于固定翼飛機(jī)的機(jī)翼，則將完全取消附連凸緣20。
通過使用上述的過渡條帶16或片狀件，在翼型的底側(cè)12上會實現(xiàn)紊流出流，造成氣流循環(huán)，且因此對于升力和動量以及雷諾數(shù)特性和因此的性能在可實現(xiàn)的推力方面提高約3%或以上。如果上述空氣動力學(xué)高性能翼型10實施為直升機(jī)的主旋翼葉片或?qū)嵤楣潭ㄒ盹w機(jī)的機(jī)翼時也是同樣的情況。
附圖標(biāo)記列表
10高性能翼型
11頂表面
12底表面
14翼型突耳
15后緣
16過渡條帶
18鋸齒形部
19固定孔
20附連凸緣
R半徑
D過渡條帶的詳圖
權(quán)利要求
1. 一種用于飛行器的空氣動力學(xué)高性能翼型(10)，所述空氣動力學(xué)高性能翼型具有在其頂側(cè)和底側(cè)(11，12)以及鈍后緣(15)上實現(xiàn)不同層流邊界層的彎曲形狀，其特征在于，為了在所述空氣動力學(xué)高性能翼型(10)的底側(cè)(12)上實現(xiàn)紊流出流，設(shè)置過渡條帶(16)且使其在所述翼型(10)的后緣(15)的整個深度(半徑)上延伸。
2. 如權(quán)利要求1所述的空氣動力學(xué)高性能翼型，其特征在于，所述過渡條帶 (16)實施為鋸齒形帶(鋸齒形部18)。
3. 如權(quán)利要求1或2所述的空氣動力學(xué)高性能翼型，其特征在于，所述過渡 條帶(16)是膠合上的。
4. 如權(quán)利要求1或2所述的空氣動力學(xué)高性能翼型，其特征在于，所述過渡 條帶(16)實施為在靠近所述后緣(15)處一體形成在所述高性能翼型(10)的 底側(cè)(12)中的片狀件。
5. 如權(quán)利要求1至4所述的空氣動力學(xué)高性能翼型，其特征在于，所述高性 能翼型實施為直升機(jī)的主旋翼葉片。
6. 如權(quán)利要求1至4所述的空氣動力學(xué)高性能翼型，其特征在于，所述高性 能翼型(10)實施為直升機(jī)的尾部旋翼葉片。
7. 如權(quán)利要求1至4所述的空氣動力學(xué)高性能翼型，其特征在于，所述高性 能翼型(10)實施為固定翼飛行器的機(jī)翼。全文摘要
本發(fā)明提供一種用于飛行器的空氣動力學(xué)高性能翼型(10)，其中為了強(qiáng)制形成離開底側(cè)(12)的邊界層紊流，在后緣(15)緊接的附近設(shè)置在后緣的整個長度上延伸的過渡條帶(16)。
文檔編號B64C27/467GK101497371SQ20091000987
公開日2009年8月5日 申請日期2009年1月23日 優(yōu)先權(quán)日2008年1月28日
發(fā)明者V·米庫拉 申請人:尤洛考普特德國有限公司