NO144953B - Helikopterblad. - Google Patents

Description

Den foreliggende oppfinnelse vedrører et helikopterblad som har en korde, en tykkelse og et spenn, og som dessuten omfatter

a) et fotparti for forbindelse med et rotornav,

b) et spissparti som danner det bladparti som befinner

seg lengst borte fra fotpartiet, samt

c) et midtparti som løper mellom og er forbundet med fotpartiet og spisspartiet og som samvirker med disse til dannelse

av bladspennet.

Helikopterbladet ifølge US-patentskrift 3.728.045, heretter benevnt SCl095-bladet, som representerer den mest rele-vante kjente teknikk, gir fordeler i forhold til andre kjente blader som er omtalt i patentskriftet.

Et hovedformål med den foreliggende oppfinnelse er å frembringe, et helikopterblad som gir fordeler sammenliknet med SC1095-bladet ved selektiv forming av bladets tverrsnitt for reduksjon av størrelsen på trykktoppbelastningen på den øvre aerofoilbladflate og. fordele trykktoppbelastningen over et større kordeparti av bladet for å redusere strømningsseparering bg draget som derved dannes.

Det er dessuten et formål med oppfinnelsen å frembringe

et blad som har høyt■løft-dragforhold (L/D-forhold) og som ikke benytter for sterk sjokkbølgedannelse for reduksjon av luft-strømhastigheten på den øvre bladflate til subsonisk.ved bladets bakkant. Dette er oppnådd ved selektiv utforming av den øvre bladflates krumning for komprimering av luftstrømmen som gradvis følger tfykktoppdanrielsen.

Helikopterbladet ifølge oppfinnelsen er kjennetegnet ved at midtpartiet består av en aerofoil med tverrsnitt ifølge følgende ligning i det minste i en del av midtpartispennet:

hvor X er et punkt langs bladkorden,

C er bladkordedimensjonen,

Yu er den øvre aerofoils avstand over korden i punktet X, t er den maksimale bladtykkelse,

Y Li er den nedre aerofoils avstand fra korden i punktet X.

Oppfinnelsen vil bli nærmere forklart i det etterfølgende under henvisning til de medfølgende tegninger, hvori: Fig. 1 viser et planriss av bladet ifølge oppfinnelsen.

Fig. 2 viser et tverrsnitt gjennom bladet.

Fig. 3 viser et diagram av lokalt mach-tall langs bladkorden for bladet ifølge oppfinnelsen og for"SC1095-bladet. Fig. 4 viser et diagram av maksimal-løftkoeffisient som funksjon av mach-tallet for den frie strømning ved bladet ifølge oppfinnelsen og ved SCl095-bladet. Fig. 5a og 5b, viser diagrammer av drag som funksjon av mach-tall ved løftkoeffisienter på henholdsvis 0,1 bg 0,9 for bladet ifølge oppfinnelsen og for SC109 5-bladet. Fig. 6 viser et diagram av løft-dragfbrhold som funksjon av.mach-tall for bladet ifølge.oppfinnelsen og for SCl095-bladet.

. , Fig. 7 viser et diagram av løft-dragforhold som funksjon

av løftkoeffisient for bladet ifølge oppfinnelsen og for SC1095-bladet.-Bladet ifølge oppfinnelsen representerer et fremskritt i forhold til SC1095-bladet.ifølge US-pateritskrift 3.728.045, og det. har-alle de fordeler, som-SC1095-bladet har i forhold 'til: andre .kjente blad mens det også øker luftfartøyets manøvrerbar-het, reduserer styrestagbelastninger og reduserer vibrasjon. Det vil i beskrivelsen bli omtalt sammenlikninger med SC1095-bladet for å vise; forbedringene i forhold til dette.

Fig..1 og 2 viser et helikopterblad 10 som er forbundet med et nav 12 for rotas jon sammen med dette og-med >de andre blad som er. forbundet.med; navet om en rotorakse 14. Bladat 10 kan være forbundet med. navet; 12 på vilkårlig kjent måte. Bladet .10 omfatter et fotparti. 16, et. midt.?-; eller: arbeidsparti 18 / en spiss .20 som. for-trinnsvis er bøyet bakover slik som vist, samt en forkant .22 og en bakkant 24'.. Bladets spenndimensjon er vist med henvisnings.tall 26 dg. dets kordedimensjon med henvisnings-tall 28..

Selv om SCl095-bladet har fordeler i forhold til andre blad som er beskrevet i US-patentsk^ift 3.728.045 forelå det under visse driftsbetingelser steilingsproblemer ved bakkanten. Formålet med utformingen av bladet ifølge den foreliggende oppfinnelse var å eliminere disse steilingsproblemer på grunn av bakoverhellende blad mens fordelene med SCl095-bladet bibehol-des. Det har ifølge oppfinnelsen vist seg at det er mulig å eliminere nevnte bladsteilingsproblemer ved selektiv utforming av aerofoiltverrsnittet for reduksjon av trykktoppens størrelse på bladets øvre aerofoilflate og fordele trykktoppen over et større kordeparti av bladet slik at maksimum løft økes mens

luftstrømseparering elimineres og drag reduseres.

Det henvises til fig. 3 for demonstrasjon av fordelene med bladet ifølge oppfinnelsen, som heretter vil bli benevnt R8-aerofoilen, i forhold til SCl095-aerofoilen..Fig. 3 viser et diagram ved konstant løftkoeffisient av det lokale mach-tall langs bladets kordedimensjon, og det vil sees at for SC1095-aerofoilen er den negative trykktopp vesentlig høyere enn for R8-aerofoilenslik at det mellom punktene A og B dannes en meget stor trykkgradient som danner en betydelig sjokkbølge. Denne sjokkbølge medvirker til reduksjon av strømningshastig-heten tvers over bladets øvre flate, til et punkt hvor den er subsonisk ved bladets bakkant 24. Idet dette negative trykk-mønster som er vist i fig. 3 for SC1095-bladet er viktig for bladets løftegenskaper, har man ifølge den foreliggende oppfinnelse ved selektiv utforming av R8-bladet slik som beskrevet nedenfor vært i stand til å redusere trykktoppen og -av den grunn størrelsen på sjokkbølgen som danner trykkgradienten og bevirke fordeling av trykktoppen over et større kordeparti av bladet slik at dannelsen av den ekstreme sjokkbølge på den øvre flate av SClQ95-bladet etter, at den er blitt overkritisk unngås. På grunn av at det negative trykk ved R8-bladet er større enn det negative trykk for SCl095-bladet i R8-bladets nedstrøms kordepartier, noe som vil bli forklart nedenfor, elimineres eller reduseres sterkt i tillegg strømningsseparer-ing og dennes medfølgende drag med R8-konstruksjonen, slik at bladets løft-dragforhold .4D bedres merkbart i forhold til SCl095-bladet. Det er viktig for forståelsen av fig. 3 å

være klar over at det lokale mach-tall kan forandres til trykkoeffisient, Cp, og fortegn og størrelse forandres også, slik at de viste trykk som virker på den øvre aerofoilflate virkelig er negative trykk.

Det fremgår av fig. 3 at et maksimalt negativt trykk på bladet ifølge oppfinnelsen opptrer i det fremre 10% kordeområde.

For å vise ytterligere at bladet ifølge oppfinnelsen er bedre enn SCl09 5-bladet, henvises det til fig. 4 som viser den maksimale løftkoeffisient CT Lmax som funksj Jon av mach-tallet for den frie strømning. Man vil se av fig. 4 at R8-bladet gir en vesentlig høyere maksimal løftkoeffisient C- , enn SC1095-bladet ved lavere mach-tall, men ikke ved høyere mach-tall.

Fig. 5a og 5b viser ytterligere egenskapssammenlikninger mellom disse to blad. Fig. 5a viser at drag på SCl095-bladet stort sett er konstant i hele det angitte mach-tallområde, og at draget for R8-bladet ifølge oppfinnelsen er stort sett det samme som draget for SCl0 95-bladet ved de lavere mach-tall, men øker over dette ved de høyere mach-tall. Fig. 5a er inn-tegnet for en meget lav løftkoeffisient CT på 0,1, som er representativ for bladspissdrift. Dette er årsaken til at i bladet ifølge oppfinnelsen anvendes det samme tverrsnitt som for SCl095-bladet ved bladspissen, idet spissen arbeider ved et høyere mach-tall.

Dersom pitchmomenter er problematiske kan R8-bladet ifølge oppfinnelsen anvende konvensjonelle kanttapper 30 for å eliminere dem. Fig. 5b, viser drag og mach-tall.som funksjon av en mye høyere løftkoeffisient CT på 0,9,,som er representativt for arbeidspartiet, av bladets .arbeidsparti mellom bladspissen og bladfoten. Det bør iakttas at i det bladluftstrøm-mach-tallområde som er av interesse, som er omtrent, mellom 0,3 og 0,5, er draget for begge aerofoiler stort sett det samme. Fig. 6.viser maksimalt drag^løftforhold, (L/D)max, som funksjon av mach-tallet, og viser R8-bladets bedre egenskaper i forhold, til SCl095-bladet i det interesserende arbeidsområde mellom mach-tall.0,3:og 0,5. R8-aerofoilen gir en økning av C_ _„ på 0,3 i punktet, mens det bare medfører svak økning

av drag- og steilingsmoment.

Generelt vil bladet.ifølge oppfinnelsen være avsmalnende slik at det er tykkest innover og så tynt-som mulig utover. En tykk bladspiss er ikke nødvendig, og en tynn bladspiss bevirker reduksjon av draget ved høye mach-tall.

Erfaring har vist at bladspissen bare behøver å utøve en liten løftfunksjon idet bladets midt- eller arbeidsparti frem-bringer praktisk talt alt det nødvendige løft. På grunn av dette og på grunn av åt SCl095-bladet danner mindre drag anvendes i den foretrukne utførelsesform av R8-bl'adet ifølge oppfinnelsen, som er vist i fig. 1, aerofoilsnitt til R8-bladet mellom ca. 40 og 80% av spennvidden og SCl095-tverrsnittsformen ved bladspissen og bladfoten.

En ytterligere sammenlikning mellom de to blad er vist i fig. 7 som viser løft-dragforholdet som funksjon av løftkoef-fisienten CL, kompensert for pitchmomenter, og også dette diagram viser R8-bladets bedre konstruksjon.

Fig. 4 og 6 viser de bedre løft-dragforholdsegenskaper

og maksimal løftkoeffisient (cT ) for R8-bladet i forhold

til SC1095-bladet. Dette er meget vesentlig idet under betin-gelser hvor SCl095-bladet erfarer steiling på grunn av bakover hellende blad og tilhørende problemer, såsom redusert manøvrer-barhet av luftfartøyet, økte styrebelastninger og økt vibrasjon, er nevnte steiling og de medfølgende problemer redusert eller eliminert med bladet ifølge oppfinnelsen.

.Idet bladaerofoilen R8 i det etterfølgende vil bli beskrevet i koordinat- og ligningsform, som vist i fig. 2, har R8-aerofoilen en tykkelse på ca. 9,4% av kordedimensjonen og

en fremre konveksitet med maksimumskonveksitet ved ca. 1% kordedimensjon og er lokalisert foran 30% kordepunktet og er formet med en bladpitchmomentkoeffisient i området + 0,03, før momentdivergens, ved alle mach-tall under 0,75, hvorved det dannes lave-bladpitchmomenter uten høyéré maksimal løftkoef-fisient og dragdivergens.

Det er vanlig å definere formen på en aerofoil ved å angi lokaliseringen av den øvre aerofoilflate og den nedre aerofoilflate i en rekke punkter langs bladkorden, og deretter angi forkantradien. F.eks. er dette vist i publikasjonen "Theory of Wing Selections", av Abbott og Von Doenhoff, publisert av Dover Publications, Inc., New York, 1959, og en illustrasjon av denne standardmetode for aerofoilangivelse finnes på side 412

i publikasjonen.

Den etterfølgende tabell angir aerofoilen ifølge oppfinnelsen for enhver bladtykkelsej

hvor X er et punkt langs korden, C bladkorden, Yu er koordinaten eller punktet for den øvre aerofoilflate fra bladko• rJ den i punkv tet X, Y Li er koordinaten el'ler punktet for . den nedre aerofoilflate fra.kordelinjen i punktet X og t er den maksimale bladtykkelse.

For å lette forståelsen av tabellen ovenfor vil. det være nyttig å ta en hypotetisk situasjon.hvor denne tabell,vil bli anvendt for å frembringe et sted på den øvre og den nedre aerofoilflate Yu og Y i det spesielle kordepunkt X for et blad med valgt tykkelse og en valgt kordedimensjon. Det etter-følgende eksempel vil illustrere anvendelsen av diagrammet . for bestemmelse av lokaliseringen av Yu og YT for punktet 0,0125 av kordestrekningen etter korden med begynnelse.i forkanten for et blad som har en maksimumstykkelse på 5,08 cm og en korde på 50,8 cm.

Det eneste som.er nødvendig for å bestemme Yu er å multiplisere verdien av Yu/t som svarer til kordepunktangivelsen 0,0125, dvs. 0,1865, med den maksimale bladtykkelse, dvs. 5,08 cm, hvorved det fåes et produkt på 0,946 cm. Dette produkt angir lokaliseringen på den øvre aerofoil, dvs. Yu. Følgelig er det fastlagt at i kordepunktet 0,0125 befinner den øvre aerofoilfiate seg 0,946 cm over kordelinjen.

Samme fremgangsmåte følges for å fastlegge strekningen YLTi i kordepunktet 0,0125,.og på grunn av at tallene i YLTi/t-kolonnen er negative, vil det derved bestemte produkt befinne seg i 0,0125-kordepunktet og under kordelinjen. Ved å følge denne fremgangsmåte vil man fremskaffe Yu og Y "Li for alle de korde-punkter som er angitt i X/C-kolonnen.

Deretter må det bestemmes, radius Pu for forkanten av den øvre aerofoilflate og forkantradius P^ for den nedre aerofoilflate. Man følger i dette tilfelle en totrinnsprosess. I det første trinn multipliseres kvadratet av forholdet mellom maksimal bladtykkelse og kordelengden Qt/C)<2>=(5,08/50,8)<2>=0,1<2>] med 1,108, dvs. 0,12 multiplisert med 1,108 som er lik 0,01108.

Dette første produkt representerer den øvre aerofoil-forkantradius Pu dividert med korden C. Det andre trinn er å multiplisere det første produkt med kordedimensjonen, dvs. 0,01108 x 50,8 cm, som gir det andre produkt 0,2216, som er forkantradius for den øvre aerofoilflate med kordens dimen-sjon, nemlig cm, og tatt fra et punkt på korden. Den nedre forkantradius beregnes på samme måte.

Det vil være klart av beskrivelsen ovenfor at alle stør-relser som er angitt i Yu- og YTt—kolonnene antar en kordedimensjon på 1. Dersom det skal bestemmes koordinatene for et blad som har en annen korde enn 1 må følgelig tallene i hver av. disse kolonner multipliseres med kordedimensjonen.

Ved å anvende tabellen ovenfor kan man bestemme koordinatene for aerofoiltverrsnittet for det aktuelle blad, og det er påvist at de; ovenfor anførte fordeler fremdeles oppnås med aerofoilen ifølge oppfinnelsen når størrelsene varierer i et område på + 3%.

På grunn av at R8-bladet ikke kan beskrives med standard NACA-betegnelser, kan den etterfølgende tabell anvendes for frembringelse av lokaliseringene for den øvre aerofoil og for den nedre aerofoil, henholdsvis Yu og Yj. , i hvert kordepunkt X/C etter korden.

hvor X er punktet langs bladkorden,. C er bladkordedimensjonen, Yu er lokaliseringen av den øvre aerofoilflate og Y^ er lokaliseringen av den nedre aerofoilflate.

Den andre tabell ovenfor avviker fra den første tabell ved at den angir spesifikke koordinater for-R8-bladet, som har et forhold mellom tykkelse og korde (t/C) på 9,4%. Den første tabell er mer fleksibel, og ved å anvende fremgangs-måten som er beskrevet i forbindelse med den kan punktet for den øvre og den nedre aerofoil bestemmes for ethvert forhold mellom tykkelse og korde.

Tverrsnittet for R8-aerofoilen kan også uttrykkes med følgende ligning:

Øvre flate

Nedre flate

Claims (4)

1. hvor X er et punkt langs bladkorden, C er bladkordedimensjonen, Yu er den øvre aerofoils avstand over korden i punktet X, t.er den maksimale bladtykkelse og YT er den nedre aerofoils avstand fra korden i punktet X.

   , Tilsvarende til tabellene ovenfor vil et aerofoilparti som har de angitte fordeler kunne utledes ved å følge formélen for.å fremskaffe alle^nødvendige Yu- og YTLi-koordinater for hvert kordeparti X og i et område på + 3% av disse Yu- og Y Li— verdier. 1. Helikopterblad som har en korde,- en tykkelse og ét spenn, og.som dessuten omfatter a) et fotparti for forbindelse med et rotornav, b) et spissparti som danner det bladparti som befinner seg lengst borte fra fotpartiet, samt c) et midtparti som løper mellom og er forbundet med fotpartiet og spisspartiet og som samvirker med disse til dannelse av bladspennet, karakterisert ved at midtpartiet består,av en aerofoil med tverrsnitt ifølge følgende ligning i det minste i en del av midtpartispennet: øvre flate nedre flate hvor X er et punkt langs bladkorden, C er bladkordedimensjonen, Yu er den øvre aerofoils avstand over korden i punktet X, t er den maksimale bladtykkelse, Y_ Jj er den nedre aerofoils avstand fra korden i punktet X.
2. 2. Helikopterblad i samsvar med krav 1, karakterisert ved at midtpartiet strekker seg i det minste mellom 40% bladspennpunktet' og 80% bladspennpunktet.
3. 3. Helikopterblad i samsvar med krav 1, karakterisert ved at aerofoilens tverrsnitt er nærmere definert ved følgende koordinatsystem:
4. 4. Helikopterblad i samsvar med krav 3, karakterisert ved at aerofoilen er nærmere definert ved følgende koordinatsystem: