Лопасть винта

 

Изобретение относится к авиации, в частности к конструкции лопастей несущего и рулевого винтов винтокрылых летательных аппаратов. Лопасть винта с сечением в виде аэродинамического профиля, который имеет хорду длиной В. Передняя кромка профиля скруглена, задняя кромка заострена или затуплена. Кромки расположены на концах хорды профиля и соединены между собой гладкими линиями верхней и нижней частей контура профиля. Передняя кромка профиля лопасти имеет радиус скругления верхней части контура. Радиус находится в диапазоне 0,017В - 0,023В. Передняя кромка профиля лопасти имеет также радиус скругления нижней части контура. Радиус находится в диапазоне 0,006В - 0,0085В. Максимальная относительная толщина профиля находится в диапазоне 0,105 - 0,109 и расположена на расстоянии Х = 0,33В - 0,38В от передней кромки профиля вдоль его хорды. Отнесенные к длине хорды профиля ординаты точек верхней и нижней частей контура расположены на относительных расстояниях Х/В от передней кромки профиля вдоль его хорды. Выполнение лопасти винта с сечением в виде описанного выше аэродинамического профиля позволяет увеличить несущую способность и уменьшить величину лобового сопротивления в диапазоне чисел М = 0,2 - 0,8 и 0,15 < C_Y < C_Ymax. 3 з.п.ф-лы, 1 табл., 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции лопастей несущего и рулевого винтов винтокрылых летательных аппаратов.

В конструкции лопастей многих вертолетов широко используются известные симметричные профили серий NACA-00XX и несимметричные профили серии NACA-230XX (где XX - относительная толщина профиля в процентах его хорды).

Аэродинамические профили этих серий имеют вытянутую каплеобразную форму с скругленной передней кромкой, заостренной или затупленной задней кромкой, которые соединены между собой участками контуров верхней и нижней поверхностей профиля. Контуры этих профилей образованы непрерывными гладкими линиями с плавно меняющейся кривизной.

Аэродинамические характеристики профилей существенно зависит от их относительной толщины C/B, поэтому, как правило, относительная толщина лопасти меняется по ее размаху в соответствии с аэродинамическими и конструктивными требованиями от значений C/B = 15-20% в комлевой части лопасти (r/R < 0,4-0,5) до 10-15% в средней ее части (0,4-0,5 < r/R < 0,9), и до 6-10% в концевой (r/R > 0,9) части.

Здесь и далее в тексте используются обозначения: B - хорда профиля, C - его толщина, R - радиус несущей винта, r - радиус рассматриваемого сечения лопасти винта.

Профили средней части лопасти занимают основную часть ее размаха и во многом их аэродинамические характеристики определяют аэродинамические характеристики несущего винта на всех режимах полета.

Для перспективных вертолетов наиболее важными представляются следующие аэродинамические характеристики профилей средних сечений лопастей их винтов: а) величина коэффициента максимальной подъемной силы профиля C_Ymax при характерных значениях чисел Maxa M = 0,3 - 0,5, б) диапазоны значений коэффициентов подъемной силы профиля C_Y < C_Ymax, при которых обеспечиваются малые значения коэффициента сопротивления C_xp при M < 0,8, в) значения максимального аэродинамического качества K_max = max(C_Y/C_xp) в диапазоне чисел M = 0,5 - 0,7, г) величина коэффициента момента профиля при нулевой подъемной силе C_mo и положение его аэродинамического фокуса X_f в эксплуатационном диапазоне чисел M, M = V/a,
где V - местная скорость воздушного потока, обтекающего лопасть по нормали к ее оси;
a - скорость звука в воздухе при заданных условиях полета.

Аэродинамические характеристики профилей в соответствии с пунктами (а-г) оказывают существенное влияние на максимальную несущую способность винта, потребляемую им мощность на различных режимах полета (включая режим висения), уровень нагрузок в системе управления и устойчивость движения лопастей при работе несущего винта.

Большинство построенных серийно вертолетов снабжено лопастями, выполненными с использованием профиля NACA-23012 (или его модификаций), аэродинамические характеристики которого приведены в 1.2 книги "Практическая аэродинамика вертолетов", Воениздат, 1980 (а также в 4.3 книги "Вертолеты. Расчет и проектирование". -М.: Машиностроение, 1966).

Контур профиля NACA-23012 образован наложением гладкого контура симметричного профиля NACA-0012, описываемого дробно-степенным полиномом, на среднюю линию (по нормали к ней), составленную из носовой части - кубической параболы и хвостовой прямолинейной части, состыкованных без излома и разрыва кривизны контура (NACA Report, N 824, 1945, с.101, 146).

Полученная таким образом форма контура профиля-прототипа определяет его аэродинамические характеристики при обтекании воздушным потоком.

Недостатками профиля NACA-23012 являются относительно малые значения аэродинамического качества при M = 0,5-0,65, недостаточно высокая несущая способность Cymax при M = 0,3 - 0,5; сравнительно низкие величины критических значений чисел M начала роста сопротивления профиля в рабочем диапазоне его нагружений 0,2 < C_Y(M) < C_Ymax (для средних сечений лопастей несущих винтов вертолетов) в крейсерском полете; переменное по значениям числа M положение аэродинамического фокуса X_f.

Задача данного изобретения состоит в улучшении основных аэродинамических характеристик (а-г) профиля для средних сечений лопастей винтов винтокрылых летательных аппаратов.

Технический результат данного изобретения состоит в разработке контура аэродинамического профиля с увеличенной несущей способностью и уменьшенной величиной лобового сопротивления (по сравнению с известными профилями для средних сечений лопастей несущих винтов) в диапазоне чисел M = 0,2-0,8 и 0,15 < C_Y < C_Ymax, имеющего относительно малые величины коэффициента момента C_mo и более стабильное положение аэродинамического фокуса профиля на основных режимах обтекания в рабочем диапазоне чисел M.

Этот технический результат достигается тем, что аэродинамический профиль лопасти по данному изобретению имеет хорду длиной B, скругленную переднюю кромку, заостренную или затупленную заднюю кромку, расположенные на концах хорды профиля и соединенные между собой гладкими линиями верхней и нижней частей контура профиля, причем его передняя кромка имеет радиус скругления верхней части контура R_в, находящийся в диапазоне R_в = 0,017B - 0,023B, и радиус скругления нижней части контура R_н, находящийся в диапазоне R_н = 0,006B - 0,0085B, максимальная относительная толщина профиля C находится в диапазоне C = 0,105 - 0,109 и расположена на расстоянии X = 0,33B - 0,38B, измеренном от передней кромки профиля вдоль его хорды.

Радиус кривизны верхней части контура профиля при увеличении расстояния X, отсчитанного от его передней кромки вдоль хорды, плавно возрастает вплоть до значений X = 0,71B - 0,81B, где выпуклая передняя часть контура верхней поверхности профиля плавно состыкована с его вогнутой хвостовой частью, при этом расстояние Y_в, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вверх до верхней части контура плавно возрастает от передней кромки профиля до своего максимального значения Y_вmax = 0,075B - 0,078B, расположенного в диапазоне X = 0,30B - 0,36B, в котором радиус кривизны контура находится в диапазоне R_в = 1,65B - 2,00B, далее расстояние Y_в плавно убывает к задней кромке профиля, радиус кривизны R_в вогнутой части верхней поверхности контура профиля плавно уменьшается в диапазоне от X = 0,70B - 0,81B до X = B, достигая у задней кромки профиля значений R_в = 0,9B - 1,3B; при этом угол между касательной к верхней части контура и хордой профиля у его задней кромки при X = B составляет 3,5-5,5^o.

В нижней части профиля радиус кривизны контура плавно увеличивается вдоль хорды профиля от скругленной передней кромки до значений X = 0,35B - 0,5B, при которых участок контура имеет практически прямолинейную форму, и далее плавно уменьшается, а вблизи задней кромки профиля средний участок нижней части контура плавно состыкован с вогнутой частью контура, примыкающей к задней кромке профиля, при этом расстояние Y_н, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вниз до нижней части контура, плавно увеличивается от передней кромки до своего максимального значения Y_нmax = 0,034B - 0,037B при X = 0,5B - 0,75B и далее плавно убывает к задней кромке профиля, при этом угол между касательной к нижней части контура профиля у задней кромки и хордой профиля составляет 7 - 9^o.

Гладкость контура профиля по данному изобретению обусловлена непрерывностью изменения его кривизны вдоль хорды профиля.

Так как при производстве лопастей винтов летательных аппаратов реализация в реальной конструкции теоретических координат контура профиля возможна только с некоторой ограниченной точностью, определяемой суммарными отклонениями фактических координат точек контура профиля от теоретических, накопленными на всех этапах проектирования и изготовления лопастей, координаты контура профиля, соответствующего данному изобретению, должны находиться в интервале значений, задаваемых таблицей.

На практике часто возникают дополнительные конструктивные и аэродинамические требования, которые сводятся к сравнительно малым изменениям относительной толщины профиля и выражаются в том, что отнесенные к его хорде безразмерные ординаты контуров верхней Y_в/B и нижней Y_н/B поверхностей отличаются от соответствующих безразмерных ординат базового профиля исходной относительной толщины на постоянные числовые множители.

Переход к другой относительной толщине для профиля по данному изобретению возможен с помощью умножения ординат его контура на постоянные числовые множители K_в для верхней и K_н для нижней части контура, которые могут различаться между собой, при этом радиусы скругления передней кромки профиля по его верхней и нижней поверхностям изменяются пропорционально квадратам этих коэффициентов.

Для обеспечения высоких аэродинамических характеристик профилей различной относительной толщины, полученных из базового профиля с помощью умножения его ординат на постоянные множители K_в (для верхней поверхности) и K_н (для нижней поверхности) численные значения этих множителей должны находиться в диапазонах 0,8 < K_в < 1,2 и 0,7 < K_н < 1,3.

Для корректировки характеристик аэродинамического момента профиля по данному изобретению (положения аэродинамического фокуса X_f и величины коэффициента момента при нулевой подъемной силе C_mo) на нем возможно применение дополнительной хвостовой части (например, имеющей в сечении вид клина или пластины сравнительно малой относительной толщины), выступающей за пределы хорды профиля на расстояние 0,01B - 0,15B, при этом задняя кромка дополнительной хвостовой части может быть отклонена от хорды профиля по нормали к ней на расстояние, не превышающее 0,025B.

Высокая аэродинамическая эффективность профиля по данному изобретению обусловлена гладкостью его контура и рациональным сочетанием основных геометрических параметров (указанными величинами расстояний точек контура профиля от его хорды, радиусов его кривизны и углами наклона касательных к контуру). Форма контура профиля по данному изобретению определена таким образом, что в верхней передней и средней частях профиля обеспечивается относительно низкий (по сравнению с прототипом) уровень величин разрежения потока при максимальной подъемной силе профиля в диапазоне чисел M = 0,3 - 0,5, форма хвостовой части верхней поверхности профиля обеспечивает при этом плавное безотрывное торможение потока. При средних (по эксплуатационному диапазону для современных вертолетов) значениях C_Y и M на верхней поверхности профиля обеспечиваются сравнительно низкие уровни разрежения потока в носовой и средней частях контура, плавное его торможение в хвостовой части и соответственно малое сопротивление профиля.

Форма контура в хвостовой части профиля при рационально выбранных параметрах хвостовой пластины обеспечивает на верхней поверхности профиля плавное торможение и соответственно повышение давления обтекающего профиль потока, на нижней поверхности в хвостовой части профиля при этом обеспечивается небольшое разрежение потока, вследствие чего профиль по данному изобретению имеет благоприятные характеристики продольного момента - небольшую положительную величину C_mo при значениях чисел M < 0,8, сравнительно малые отрицательные значения C_mo в зоне трансзвукового обтекания при M > 0,8 и достаточно стабильное положение аэродинамического фокуса во всем рабочем диапазоне чисел M.

Одна из возможных реализаций контура профиля, спроектированного в соответствии с данным изобретением, для варианта профиля, имеющего максимальную относительную толщину примерно 10,7%, приведена на фиг. 1.

Представленные далее чертежи иллюстрируют суть данного изобретения и его сравнительную эффективность.

Фиг. 1 иллюстрирует основные элементы профиля по данному изобретению и сравнение контуров данного профиля и профиля NACA-23012.

Фиг. 2 представляет распределение по хорде профиля кривизны (величины, обратной радиусу кривизны) для верхней и нижней частей контура профиля, спроектированного в соответствии с данным изобретением.

Фиг. 3 представляет характеристики максимальной несущей способности C_Ymax(M) данного профиля в сравнении с прототипом.

Фиг. 4 представляет собой характеристики максимального аэродинамического качества K_max данного профиля в сравнении с прототипом.

Фиг. 5 представляет границы начала быстрого роста аэродинамического сопротивления по числу M (dC_x/dM=0,1 при C_Y=const) данного профиля в сравнении с прототипом.

Фиг. 6 представляет сравнение моментных характеристик C_mo(M) и X_f(M) = dC_m/dC_Y при C_Y = 0 данного профиля и профиля-прототипа.

Работа профиля сечения лопасти в системе несущего винта заключается в создании потребной величины аэродинамической подъемной силы при минимальном лобовом сопротивлении и приемлемых моментных характеристиках на всех режимах обтекания в процессе полета вертолета.

Условия обтекания профилей несущего винта (реализуемые сочетания значений чисел M и коэффициентов подъемной силы C_Y) меняются в широких пределах в зависимости от режима полета и относительного радиуса сечения лопасти.

На режиме висения характерными для средних по размаху лопасти сечений (0,5 < r/R < 0,9) являются значения чисел M < 0,65 и значения C_Y = 0,5 - 0,7, в крейсерском полете профили идущей вперед лопасти обтекаются потоком при значениях чисел M < 0,8 и C_Y > 0,1 - 0,2, при азимутальных положениях лопасти, близких к плоскости, параллельной вектору скорости полета, значения чисел M и коэффициентов подъемной силы C_Y близки к значениям этих величин на режиме висения, а на отступающей лопасти характерными являются значения чисел M < 0,5 и C_Y < C_Ymax.

Для обеспечения малых затрат мощности на преодоление профильного сопротивления лопастей на режимах висения необходимо обеспечение возможно более высокого уровня аэродинамического качества профилей, в крейсерском полете целесообразной является аэродинамическая компоновка лопастей, обеспечивющая непревышение критических значений чисел M профилей при рабочих значениях коэффициентов подъемной силы C_Y рассматриваемых сечений; для выполнения полетов при близких к предельным нагружениях лопастей (полеты на большой высоте, с большими перегрузками, на максимальных скоростях и т.д.) наиболее эффективными являются профили с высокими значениями C_Ymax при M = 0,3 - 0,5, в то же время для снижения нагрузок в системе управления винта целесообразно использование профилей, имеющих близкие к нулю или небольшие положительные значения коэффициента момента профиля (относительно продольной оси лопасти, расположенной на линии четвертей хорд ее поперечных сечений) при расчетных значениях величин M и С_Y.

С целью обеспечения необходимых запасов аэроупругой устойчивости движения лопастей целесообразно применение в их конструкции профилей с возможно более задним (и стабильным на реализуемых в полете режимах обтекания) положением аэродинамического фокуса.

Перечисленные требования к аэродинамическим характеристикам профилей для лопастей вертолетных винтов в совокупности противоречивы, то есть при создании модификаций известных профилей улучшение какой-либо из основных характеристик, как правило, сопровождается ухудшением других его характеристик.

Аэродинамический профиль, спроектированный в соответствии с сущностью данного изобретения, соответствует совокупности перечисленных требований при приемлемых характеристиках по условиям конструктивной реализуемости лопастей (относительной толщине профиля, плавности контура, формам передней и задней кромок).

На фиг. 1 представлен контур 1 предлагаемого профиля и контур 2 профиля прототипа NACA-23012 (для большей наглядности масштаб по оси Y увеличен).

Полученный в соответствии с содержанием данного изобретения контур аэродинамического профиля (при его относительной толщине C/B=0,107) значительно отличается от контура профиля-прототипа NACA-23012.

Предлагаемый аэродинамический профиль образован верхней 3 и нижней 4 частями контура, имеет скругленную переднюю кромку 5, заостренную или затупленную заднюю кромку 6, соединенные между собой гладкими контурами верхней и нижней поверхностей профиля.

Для построения контура профиля используется система координат с началом, расположенным на передней кромке профиля, осью X, направленной вдоль хорды 7 профиля, и осью Y, направленной перпендикулярно оси X.

Верхняя часть контура имеет носовое скругление с радиусом кривизны R_в, равным 0,017B-0,022B, участок задней кромки и три протяженные зоны между ними. Передняя зона, обозначенная как 8 на фиг. 1, начинается на скругленной передней кромке профиля, где расстояние Y_в от хорды до контура профиля плавно возрастает с увеличением расстояния от передней кромки и достигает своего максимального значения Y_вmax= 0,076B-0,078B в конце зоны 8 при X = 0,30B-0,36B, при этом радиус кривизны контура плавно нарастает от передней кромки, достигая в конце зоны 8 значений R_в = 1,65B - 2,00B, где X - расстояние, отсчитанное от передней кромки вдоль хорды профиля, Y_в - расстояние, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вверх до верхней части контура.

К зоне 8 примыкает средняя зона 9, внутри которой радиус кривизны верхней части контура продолжает плавно увеличиваться вплоть до ее конца при X = 0,7B - 0,8B.

В начале хвостовой зоны 10, совпадающем с концом зоны 9, верхняя часть контура плавно переходит из выпуклой в вогнутую, далее радиус кривизны верхней части контура профиля плавно уменьшается к задней кромке профиля, достигая значений R_в = 0,9B - 1,3B при X = B. Угол между касательной к верхней части контура и хордой профиля при X = B составляет 3,5-5,5^o.

Нижняя часть контура также имеет три протяженные зоны. Передняя зона 11 начинается на скругленной передней кромке, имеющей радиус кривизны R_н = 0,006B-0,0085B, который плавно увеличивается вдоль хорды профиля и достигает максимальных величин при X = 0,35B-0,5B, а далее плавно уменьшается таким образом, что расстояние Y_н, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вниз до нижней части контура, монотонно и плавно увеличивается вплоть до границы средней зоны 12, занимающей диапазон 0,5B<X<0,75B, в которой значения Y_н достигают своего максимума Y_нmax = 0,034B-0,037B.

В зоне 13, расположенной между зоной 12 и задней кромкой профиля, расстояние Y_н плавно убывает к задней кромке профиля так, что в ней выпуклая часть нижнего контура плавно состыкована с примыкающей к задней кромке профиля вогнутой частью его контура, причем угол между касательной к нижней части контура профиля у задней кромки и хордой профиля составляет 7-9^o, а толщина задней кромки профиля не превышает величину 0,01B.

К задней кромке 6 профиля может крепиться дополнительный элемент 14 в виде пластины или клина сравнительно малой относительной толщины, имеющий длину не более 15% хорды профиля. Изменение длины такого элемента и отклонение его задней кромки от хорды обеспечивает возможность корректировки моментных характеристик профиля. Как известно из результатов испытаний профилей с такими элементами, для обеспечения высоких аэродинамических характеристик профиля задняя кромка этого элемента должна находиться в диапазоне расстояний от линии хорды профиля от -0,025B до 0,025B.

Форма контура профиля по данному изобретению в верхних зонах 8-9 и отчасти в нижней зоне 11 обеспечивает высокую несущую способность предлагаемого профиля за счет относительно низких (по сравнению с прототипом) величин разрежения потока в этих зонах при максимальной подъемной силе в диапазоне чисел M = 0,3 - 0,5, форма хвостовой части верхней поверхности 10 обеспечивает при этом плавное безотрывное торможение потока.

Форма контура в верхних зонах 8 и 10 обеспечивает сравнительно малое разрежение потока, плавное его торможение и соответственно - малое сопротивление профиля при средних рабочих значениях C_Y и M.

Форма контура в верхней зоне 10 и нижних зонах 12-13 в совокупности с рационально выбранной хвостовой пластиной 14 обеспечивает благоприятные характеристики продольного момента предлагаемого профиля - положительную величину C_mо и стабильное положение аэродинамического фокуса в рабочем диапазоне чисел M.

Гладкость профиля по данному изобретению обеспечивается непрерывным и плавным изменением кривизны его контура. Распределение кривизны контура (величины, обратной радиусу кривизны) вдоль хорды профиля представлено на фиг. 2 для верхней части контура (кривая 14) и для нижней части контура (кривая 15).

Так как при производстве несущих элементов летательных аппаратов выдерживание теоретических координат контура профиля возможно только с некоторой ограниченной точностью, определяемой суммарными техническими погрешностями всех этапов изготовления, реальные координаты точек контура профиля могут несколько отличаться от теоретических.

С учетом этого обстоятельства координаты контура профиля, соответствующего данному изобретению, должны находиться в интервале значений, задаваемых таблицей.

Преимущества профиля, разработанного на основе данного изобретения, по сравнению с известным профилем NACA-23012 в основных аэродинамических характеристиках иллюстрируют графики фиг. 3-6, построенные по результатам испытаний в скоростной аэродинамической трубе ЦАГИ одного из вариантов профиля по данному изобретению (с относительной толщиной C/B = 0,107 и хвостовой пластиной, составляющей 3% его хорды, расположенной вдоль хорды профиля) и известного профиля NACA-23012.

На фиг. 3 представлены графики зависимостей коэффициентов максимальной подъемной силы Cуmax сравниваемых профилей от значений чисел M в рабочем диапазоне M = 0,35 - 0,55, иллюстрирующие заметное (порядка 5%) превосходство предлагаемого профиля по сравнению с профилем NACA-23012 (кривая 17 - предлагаемый профиль, кривая 18 - профиль-прототип).

Важнейшая характеристика профиля, определяющая уровень аэродинамической эффективности винта на режиме висения и в крейсерском полете, - величина максимального аэродинамического качества K_max(M) профиля представлена на фиг. 4 для профиля, соответствующего данному изобретению (кривая 19), и профиля NACA-23012 (кривая 20). В наиболее важном для режима висения диапазоне M = 0,55-0,65 профиль по данному изобретению превосходит прототип по уровню величин K_max на 20-40%.

Этот выигрыш обусловлен более высокими значениями чисел Cу начала быстрого роста сопротивления нового профиля (при равных значениях чисел M набегающего потока) по сравнению с аналогичными данными для профиля NACA-23012 (фиг. 5, кривая 21 - предлагаемый профиль, кривая 22 - профиль-прототип).

При равных значениях величин коэффициентов подъемной силы C_Y во всем диапазоне 0,15 < C_Y < C_Ymax, практически важном для средних сечений лопастей винтов вертолетов, профиль по данному изобретению имеет существенное преимущество по величине M_кр.

При средних для этого интервала значениях C_Y выигрыш нового профиля в величине M_кр достигает значений ΔMкр = 0,04-0,05, что обеспечивает возможность существенного увеличения подъемной силы винта и/или скорости полета вертолета при малых изменениях мощности, затрачиваемой на преодоление профильного сопротивления лопастей.

Как следует из графиков фиг. 6 (кривая 23 - предлагаемый профиль, кривая 24 - профиль-прототип) в отличие от профиля серии NACA-230 аэродинамический профиль, спроектированный на основе данного изобретения, в рабочем диапазоне чисел M < 0,8 имеет положительное значение величины коэффициента момента C_mo > 0 и небольшие отрицательные величины коэффициента момента - при M > 0,8, что обеспечивает снижение нагрузок в системе управления винта; при этом он имеет также и более заднее и стабильное положение аэродинамического фокуса, что способствует повышению аэроупругой устойчивости движения лопастей при работе несущего винта.

Таким образом, аэродинамический профиль лопасти винта, спроектированный в соответствии с сущностью данного изобретения, имеет по сравнению с известными профилями для лопастей винтов вертолетов значительные преимущества в основных аэродинамических характеристиках, определяющих характеристики винтов на различных режимах полета винтокрылого летательного аппарата.

Формула изобретения

1. Лопасть винта с поперечным сечением в виде аэродинамического профиля, имеющего хорду длиной B скругленную переднюю кромку, заостренную или затупленную заднюю кромку, расположенные на концах хорды профиля и соединенные между собой гладкими линиями верхней и нижней частей контура профиля, отличающаяся тем, что передняя кромка профиля лопасти имеет радиус скругления верхней части контура, находящийся в диапазоне 0,017B - 0,023B и радиус скругления нижней части контура, находящийся в диапазоне 0,006B - 0,0085B, максимальная относительная толщина профиля находится в диапазоне 0,105 - 0,109 и расположена на расстоянии Х = 0,33B - 0,38B, измеренном от передней кромки профиля вдоль его хорды, а отнесенные к длине хорды профиля ординаты точек верхней части контура Y_в /B и нижней части контура Y_н /B, расположенные на относительных расстояниях X/B, измеренных от передней кромки профиля вдоль его хорды, находятся в диапазонах, приведенных в следующей таблице:
2. Лопасть по п.1, отличающаяся тем, что радиус кривизны верхней части его контура профиля ее поперечного сечения при увеличении относительного расстояния X/B, отсчитанного от передней кромки профиля вдоль его хорды, возрастает вплоть до значений X=0,71B - 0,81B, при которых выпуклая передняя часть контура верхней поверхности профиля состыкована с его вогнутой хвостовой частью, при этом расстояние Y_в, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вверх до верхней части контура, возрастает от передней кромки профиля до своего максимального значения Y_{в max} = 0,075B - 0,078B, расположенного в диапазоне X = 0,3B - 0,36B, в котором радиус кривизны контура находится в диапазоне 1,65B - 2B, и далее это расстояние убывает к задней кромке профиля так, что радиус кривизны вогнутой части верхней поверхности контура профиля уменьшается в диапазоне от X = 0,71B - 0,81B до X = B, достигая у задней кромки профиля значений R_в = 0,9B - 1,3B, причем угол между касательной к верхней части контура и хордой профиля у его задней кромки при X = B составляет 3,5 - 5,5^o, на нижней части контура профиля радиус кривизны увеличивается вдоль хорды от передней кромки до значений X = 0,35B - 0,5B и далее уменьшается, а при 0,75B<X<1, выпуклая часть контура состыкована с вогнутой хвостовой его частью, примыкающей к задней кромке профиля, при этом расстояние Y_н, отсчитанное от хорды профиля по нормали к ней вниз до нижней части контура, увеличивается от передней кромки до своего максимального значения Y_{н max} = 0,034B - 0,037B при X = 0,5B - 0,75B и далее убывает к задней кромке профиля, а угол между касательной к нижней части контура профиля у задней кромки и хордой профиля составляет 7 - 9^o.

3. Лопасть по п.1, отличающаяся тем, что контур аэродинамического профиля ее поперечного сечения имеет отнесенные к хорде безразмерные ординаты верхней и нижних частей, домноженные на постоянные числовые множители К_в для верхней поверхности и К_н для нижней поверхности и домноженные на квадраты этих постоянных числовых множителей, отнесенные к хорде безразмерные радиусы скругления передней кромки по верхней и нижней поверхностям, причем численные значения указанных множителей находятся в диапазонах 0,8<К<1,2 и 0,7<К<1,3.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7