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[5][_]
Organism
(4/ 41)
[6][_]
pales
(30)
[7][_]
helice
(9)
[8][_]
mene
(1)
[9][_]
lice
(1)
[10][_]
Physical
(15/ 16)
[11][_]
15 percent de
(2)
[12][_]
2 L
(1)
[13][_]
-0.0 l
(1)
[14][_]
0.08 l
(1)
[15][_]
12 l
(1)
[16][_]
15 percent
(1)
[17][_]
4 percent
(1)
[18][_]
2 percent
(1)
[19][_]
de 20 percent
(1)
[20][_]
70 percent
(1)
[21][_]
60 percent
(1)
[22][_]
1 m
(1)
[23][_]
59 m
(1)
[24][_]
de 1 percent
(1)
[25][_]
de 6 percent
(1)
[26][_]
Gene Or Protein
(6/ 12)
[27][_]
Etre
(6)
[28][_]
Tre
(2)
[29][_]
Ves
(1)
[30][_]
Chif
(1)
[31][_]
Fre
(1)
[32][_]
HS I
(1)
[33][_]
Disease
(2/ 12)
[34][_]
BRUIT
(10)
[35][_]
Tic
(2)
[36][_]
Molecule
(2/ 2)
[37][_]
DES
(1)
[38][_]
aluminium
(1)
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Publication
_________________________________________________________________
Number FR2510066A1
Family ID 30151630
Probable Assignee United Technologies Corp
Publication Year 1983
Title
_________________________________________________________________
FR Title PALE AERODYNAMIQUE
Abstract
_________________________________________________________________
LA PALE AERODYNAMIQUE POUR HELICES D'AVIONS A UN NOUVEAU PROFIL
AERODYNAMIQUE EN COUPE TRANSVERSALE AYANT UN RAPPORT ELEVE
PORTANCETRAINEE. LE PROFIL AERODYNAMIQUE EST CARACTERISE PAR UNE
PARTIE DE BORD AVANT 10 OBTUSE GENERALEMENT PARABOLIQUE QUI SE
PROLONGE EN UN INTRADOS 15 AYANT UNE PARTIE AVANT CONVEXE 20. POUR DES
RAPPORTS D'EPAISSEUR INFERIEURS A APPROXIMATIVEMENT 0,15 L'INTRADOS
COMPORTE UNE PARTIE ARRIERE CONCAVE 25 A L'UNE DE SES EXTREMITES
PROLONGEANT UNE PARTIE AVANT CONVEXE 20A SON AUTRE EXTREMITE ET SE
TERMINANT EN UN BORD ARRIERE OBTUS 35. LA PARTIE DE BORD AVANT SE
PROLONGE AUSSI EN UN EXTRADOS 30 CONVEXE ESSENTIELLEMENT LE LONG DE LA
LONGUEUR COMPLETE DE LA CORDE JUSQU'AU BORD ARRIERE DE LA PALE. LE
PROFIL AERODYNAMIQUE DE LA PRESENTE INVENTION FAIT PREUVE D'UNE
PERFORMANCE AERODYNAMIQUE ELEVEE D'UNE FAIBLE EMISSION DE BRUIT
PERCEPTIBLE A PROXIMITE ET A GRANDE DISTANCE DE L'AVION ET D'UN POIDS
MINIMAL.
Description
_________________________________________________________________
10066
L'invention se rapporte en general a des pales aero- dynamiques pour
rotors et plus particulierement elle con- cerne des pales
aerodynamiques a haute performance et a faible emission de bruit
employees, par exemple, dans les helices. Les tendances actuelles et
attendues dans l'aviation ont mene a la construction d'une nouvelle
generation d' avions-navettes qui entrerontprobablement en service
vers le milieu des annees 1980 Ces avions utilises sur des pe- tites
distances desserviront de petits aeroports situes re- lativement pres
aux zones habitees En consequence, les restrictions en ce que concerne
le bruit perceptible a grande distance de l'avion seront tres severes
L'avion- navette sera utilise principalement par des-voyageurs pour
effectuer les troncons initiaux et finals de voyages dont la partie
majeure de la distance sera parcourue dans de grands avions a
turbo-ventilateur confortables et modernes.
En consequence, les exigences aux avions-navettes en ce qui concerne
la s Orete, le confort et le faible niveau de bruit perceptible dans
le compartiment seront severes.
Pour satisfaire a ces restrictions severes en ce qui concerne le bruit
perceptible a grande distance de l'avion ainsi que dans le
compartiment des voyageurs, la vitesse aux sommets des pales de
l'helice doit etre maintenue a un minimum Cependant, parce que les
nouveaux avions-navettes sont construits pour desservir des aeroports
ayant des pis- tes relativement courtes, ces vitesses faibles aux
sommets des pales ne doivent pas reduire les niveaux de poussee elevee
de la pale de l'helice and #x003C;coefficient de portance) pour des
pales a faible poids (faible degre de solidite des pales) lors du
decollage et la montee Meme avec une mini- misation de la vitesse aux
sommets des pales, la vitesse d'ecoulement de l'air sur les surfaces
des pales de l'heli-: ce est necessairement tres elevee Pour eviter
des ondes dei choc prononcees avec la separation inherente du courant
et la reduction de performance resultant de cette separation du
courant, il est necessaire de maximaliser les nombres dei Mach
critiques associes aux sections des pales des helices d'avions Pour
ameliorer le rendement, des coefficients
10066
-2- portance/trainee, eleves sont aussi exiges pour le mode de
fonctionnement en croisiere.
En outre pour satisfaire aux exigences de la perfor- mance
aerodynamique et de la limitation du bruit mention- nees ci-avant, les
pales des helices doivent s'appreter a la fabrication par des
techniques de production connues et doivement faire preuve d'un risque
d'endommagement minimal- a la fois par le maniement normal et
lorsqu'elles sont heurtees accidentellement par d'autres objets.
Les familles aerodynamiques connues definissant les pales d'helices ou
de moyens de propulsion pareils com- prennent les profils
aerodynamiques des series NACA 6 et
16 qui jusqu'ici ont fait preuve d'une performance aerody- namique et
d'une emission de bruit adequate Cependant pour la nouvelle generation
des avions-navettes mentionnes ci-avant, les caracteristiques de
performance des pales d'helices definies par de telles formes
aerodynamiques sont au mieux marginales Les profils aerodynamiques
plus re- cents, tels que les profils supercritiques de Lieback,
Wortmann, Whitcomb et les profils aerodynamiques GAW ont ete
developpes pour des configurations speciales d'ailes d'avions et en
tant que tels ne sont pas appropries pour 1 ' utilisation generale
dans les helices parce que ces profils aerodynamiques ont le plus
souvent des formes indesirables pour la fabrication des pales
d'helices du point de vue structural et de manufacture.
En consequence, la presente invention a pour objet de fournir une pale
aerodynamique perfectionnee caracterisee par des coefficients de
portance eleves, notamment lors du decollage et de la montee de
l'avion.
L'invention a aussi pour objet de fournir une pale aerodynamique
caracterisee par des coefficients portance/l trainee eleve lors des
modes de fonctionnement en croisiere de l'avion.
L'invention a egalement pour objet de fournir une pa- le aerodynamique
caracterisee par des nombres de Mach cri- tic eleves dans une large
gamme de modes de fonctionne- ment. La presente invention a egalement
pour objet de four-,
10066
3- nir une pale aerodynamique ayant une forme en section transversale
compatible avec les techniques de fabrication connues des pales
d'helices.
Finalement, l'invention a aussi pour objet de fournir une pale
aerodynamique ayant une forme faisant preuve d'une resistance
amelioree aux endommagements lors du maniement normal et lorsqu'elle
est heurtee accidentellement par d' autres objets.
Selon la presente invention la pale aerodynamique perfectionnee pour
les helices d'avions ou des moyens de propulsion pareils a une
nouvelle forme aerodynamique en section transversale le long de la
longueur de la pale, cette forme etant caracterisee par une partie de
bord d' attaque obtuse et generalement parabolique se prolongeant en
un intrados qui, pour des rapports d'epaisseur inferieurs a
approximativement 0,15, est caracterise par une partie protuberante
avant convexe qui de son tour se prolonge en une partie concave
arriere Pour des rapports d'epaisseur plus grands,
qu'approximativement 0,15, la partie arriere de l'intrados est
legerement convexe le long de sa longueur.
La partie du bord d'attaque se prolonge aussi en un extra- dos convexe
qui se raccorde a la partie arriere de l'intra- dos en un bord arriere
legerement obtus La partie obtuse du bord d'attaque, pour des angles
d'attaque relativement eleves et des nombres de Mach faibles, et la
partie avant protuberante de l'intrados, aux angles d'attaque
relative- ment faibles et aux nombres de Mach eleves, ont la tendance
de reduire le degre de tournoiement du courant d'air sur la surface
aerodynamique, reduisant ainsi les nombres de Mach locaux et
maintenant des gradients de pression plus faibles que ceux rencontres
avec les pales de forme aerodynamique connue La partie legerement
obtuse du bord arriere forme une partie arriere de l'extrados qui
permet une recupera- tion graduelle de la pression minimisant ainsi la
separa- tion du courant de l'extrados Une performance aerodyna- mnique
amelioree est obtenue aux nombres de Mach correspon- dant a des
vitesses aux sommets des pales suffisamment fai- bles pour realiser
une minimisation du bruit perceptible a grande distance de l'avion et
dans le compartiment de 1 ' -4- avion. L'invention sera maintenant
decrite en plus grand detail en reference aux dessins annexes sur
lesquels: La figure l est une representation graphique de la
performance de portance et de la trainee au decollage et en montee
pour des profils aerodynamiques typiques a faible vitesse et a vitesse
elevee pour differents angles d'atta- que. La figure 2 est une
representation graphique de la performance en croisiere
(portance/trainee) de profils ae- rodynamiques typiques a vitesse
elevee et a faible vitesse pour differentes valeurs du coefficient de
portance.
La figure 3 est une serie de representations en sec- tion transversale
de la pale aerodynamique de la presente invention et une vue de dessus
de la pale representant les endroits de ces sections le long de l'axe
de la pale.
La figure 4 est une representation graphique des lignes de cambrures
et des epaisseurs d'une famille de for- mes aerodynamiques dans
lesquelles les sections aerodyna- miques de la figure 3 sont
comprises.
La figure 5 est une representation en coupe transver- sale de l'un des
profils aerodynamiques representes sur la figure 3.
La figure 6 est une representation en coupe transver- sale d'un profil
aerodynamique connue selon la serie NACA 16. La figure 7 est une
representation en coupe du profil aerodynamique NACA de la figure 5 au
decollage, en montee et en croisiere.
La figure 8 est une representation en coupe de l'un des profils
aerodynamiques de la figure 3 au decollage, en montee et en croisiere.
Les figures 9, 10, ll et 12 sont des representations graphiques du
coefficient de pression et du nombre de Mach le long de l'intrados et
de l'extrados de l'une des sections aerodynamiques de la pale de la
presente invention et d'une section aerodynamique correspondante de la
serie NACA 16.
Les figures 13 et 14 sont des representations graphi- ques des
coefficients de partance et de trainee, respective-
-5- ment, pour l'une des sections aerodynamiques de la pale de la
presente invention pour differents angles d'attaque.
Les figures 15 et 16 sont des representations graphi- ques des
coefficients de portance et de trainee, respecti- vement, semblables a
celles des figures 13 et 14, pour un profil aerodynamique
correspondant connu, selon la serie
NACA 16.
Les figures 17 et 18 sont des representations graphi- ques des
coefficients de portance et de trainee et des rap- ports portance/tra
Inee pour l'une des sections aerodynami- ques de la pale de la
presente invention et pour une sec- tion aerodynamique correspondante
selon la serie NACA 16.
Les figures 19 et 20 sont des diagrammes de perfor- mance du rendement
et du coefficient de puissance en fonc- tion du rapport d'avance pour
une helice ayant des pales aerodynamiques selon la presente invention
respectivement pour une helice ayant des pales aerodynamiques selon la
serie
NACA 16.
La figure 21 est un diagramme du rendement en fonc- tion du rapport
d'avance pour les helices dont les diagram- mes de performance sont
representes sur les figures 19 et 20. En general, la poussee pour une
section du profil d'une pale d'helice est caracterisee par
l'expression: T = C b V 2 L o: T est la poussee CL est le coefficient
de portance b est la longueur de la corde de la section consideree
V est la vitesse relative a la section consideree.
Si l'on examine cette expression on trouve que lors- qu'on reduit la
longueur de la corde b pour avoir un poids minimal, et si on reduit la
vitesse relative V a la section consideree pour avoir une faible
emission de bruit, le co- efficient de portance CL a la section
consideree doit etre. augmentee pour maintenir une poussee
predeterminee En con- sequence, il est apparent que le coefficient de
portance doit etre maximalise pour obtenir une poussee predeterminee a
la section consideree lorsque la longueur de la corde et la vitesse
relative a la section consideree sont reduites -6 pour minimisation du
poids et du bruit En meme temps, il sera apprecie que pour le mode de
fonctionnement en croi- siere avec des coefficients de portance
faibles et avec des nombres de Mach elevees a la section consideree,
les pro- fils aerodynamiques doivent etre caracterises par des rap-
ports portance/trainee eleves.
Jusqu'ici il a ete extremement difficile d'obtenir une performance
aerodynamique elevee au decollage et aussi en montee avec une pale
aerodynamique ayant des formes en section transversale definies par
une famille connue de profils aerodynamiques Sur la figure 1, les
surfaces om- brees de la courbe sont indicatives des capacites de
perfor,- mance d'un profil aerodynamique typique a faible vitesse et
d'un profil aerodynamique typique a vitesse elevee aux co- efficients
de portance representatifs des conditions de fonctionnement de
l'helice au decollage et en montee.
L'on peut se rendre compte qu'un profil aerodynami que "faible
vitesse" classique fait preuve d'un coefficient de portance beaucoup
plus elevee et d'une trainee beaucoup plus faible aux conditions de
decollage qu'un profil aero- dynamique "grande vitesse" classique et
est donc plus desi- rable de ce point de vue qu'un profil
aerodynamique "grande vitesse" Cependant, se referant a la figure 2, o
la sur- face ombree est indicative des capacites de performances de
ces memes profils aerodynamiques dans le mode de fonction- nement en
croisiere, l'on peut constater que le profil ae- rodynamique "grande
vitesse" est beaucoup plus desirable que le profil aerodynamique
"faible vitesse" parce qu'il fait preuve de rapports portance/trainee
beaucoup plus ele- ves aux coefficients de portance correspondant aux
condi- tions normales de fonctionnement en croisiere Sur les fi- gures
1 et 2, les courbes en traits interrompus represen- tent les
performances du profil aerodynamique H 51 de la presente invention
L'on peut voir que ce profil aerodyna- mique fait preuve au decollage
et en montee de caracteris ' tic de performance pratiquement egales
aux profils aero- dynamiques "faible vitesse" classiques et a
pratiquement en vol en croisiere les memes caracteristiques que la
section aerodynamique "grande vitesse" classique, tout cela en un
10066
-7- seul profil aerodynamique ayant une nouvelle forme aerody- namique
en coupe transversale, tel que represente sur la figure 3.
Sur la figure 3 plusieurs sections en coupe transver- sale d'une pale
aerodynamique de la presente invention sont representees Chaque
section transversale est identifiee par des indices comportant trois
chiffres representant le coef- ficient de portance de calcul multipie
par 10 (premier chif-r fre) et le coefficient d'epaisseur multiplie
par 100 (les deux derniers chiffres) En consequence, la section
aerody-: namique superieure est caracterisee par un coefficient de
portance de calcul de 0,4 et par un rapport d'epaisseur de 0,04, la
seconde section aerodynamique ayant un coefficient de portance de
calcul de 0,6 et un rapport d'epaisseur de
0,06, la troisieme section aerodynamique ayant un coeffi- cient de
portance de calcul de 0,7 et un rapport d'epaisseur de 0,08, la
quatrieme section aerodynamique ayant un coeff i cient de portance de
calcul de 0,7 et un rapport d'epaisseur de 0,12, la cinquieme section
aerodynamique ayant un coeffi' cient de portance de calcul de 0,6 et
un rapport d'epaisseur de 0,20 et la sixieme section aerodynamique
ayant un coeffi- cient de portance de calcul de 0,4 et un rapport
d'epaisseur de 0,30 Considerant encore la figure 3, les endroits de
ces sections aerodynamiques le long de la longueur d' une seule pale
aerodynamique sont indiques L'on peut constater que la section
aerodynamique 404 est prise essentiellement au sommet de la pale, la
section 430 est prise pres de l'emplanture et la section 620 est prise
en un endroit espace de l'emplanture approximativement 0,175 fois la
longueur de l'axe longitudinal de la pale Les autres sections sont
espacees de l'emplanture de la pale approxi- mativement 0,425 fois la
longueur de l'axe, 0,625 fois la longueur de l'axe et 0,825 fois la
longueur de l'axe Bien que les cordes des sections aerodynamiques
representees aient une longueur commune, il est evident que des
conside- rations relatives a l'effilement de la pale determineront les
grandeurs relatives des sections aerodynamiques, la presente invention
n'etant pas limitee a des relations particulieres entre les grandeurs
des sections aerodynami-
-8- ques. La forme aerodynamique de la pale entre les sections
aerodynamiques representees sur la figure 3 est definie par une
surface de transition reliant des parties correspondan- tes des
sections aerodynamiques adjacentes Les sections aerodynamiques sont
evidemment deplacees angulairement 1 ' une par rapport a l'autre d'une
facon bien connue dans la technique pour impartir un vrillage
suffisant a la pale en
-vue de pouvoir prevoir differents angles d'attaque neces- saires en
vue des exigences de performance aerodynamique.
Les tableaux suivants comprennent des coordonnees precises sans
dimensions d'un nombre de sections aerodyna- miques de la pale de la
presente invention, o les valeurs x/c sont des coordonnees sans
dimensions d'endroits sur la ligne de corde de la pale, y/c superieur
sont des coordon- nees sans dimensions de hauteurs au-dessus de la
ligne de corde de points sur l'extrados et y/c inferieur sont des
coordonnees sans dimensions de hauteur au-dessous de la ligne de corde
de points sur l'intrados.
2 510066
9-
TABLEAU j
HS I-404
(y/c) sur)erieui
0.00009
0.00171
0.00250
0.00372
0.00470
0.00628
0.00788
0.00923
0.01339
0.01655
0.01922
0.02158
0.02375
0.02577
0.02766
0.02943
0.03107
0.03403
0.03659
0.03883
0.04077
0.04244
0.04386
0.04504
0.04601
0.04680
0.04745
0.04844
0.04880
0.04906
0.04920
(y/c) iflfeItieur xc
0.00004 0 44000
-0.00113
-0.00155
-0.00210
-0.00253
-0.00323
-0.00395
-0.00455
-0.00620
-0.00709
-0.00751
-0.00761
-0.00756
-0.00724
-0.00686
-0.00639
-0.00584
-0.00451
-0.00295
-0.00123
0.00055
0.00230
0.00393
0.00536
0.00658
0.00758
0.00840
0.00961
0.01007
0.01044
0.01074
0.46000
0.48000
0.50000
0.54000
0.56000
0.58000
0.60000
0.64000
0.66000
0.68000
0.70000
0.74000
0.76000
0.78000
0.80000
0.82000
*0.84000
0.86000
0.88000
0.90000
0 S percent 91000
0.92000
0.93000
0.94000
0.95000
0.95000
0.97000
0.98000
0.99000
1.00000 eur
0.00015
-0.00162
-0.00220
-0.00296
-0.00354
-0.00455
-0.00563
-0.00656
-0.00925
-0.01079
-0.01160
-0.01190
-0.0 l 1187
-0.01161
-0.01118
-0.01060
-0.00988
-0.00807
-0.00588
-0.00347
-0.00099
0.00143
0.00367
0.00565
0.00734
0.00875
0.00992
0.01167
0.01231
0.01284
0.44000
0.46000
0.48000
0.50000
0.54000
0.56000
0.58000
0.60000
0.64000
0.66000
0.68000
0.70000
0 74000
0.76000
0 7800-0
0.80000
0.82000
0.84000
0.86000
0.88000
0.90000
0.91000
0.92000
0.93000
0.94000
0.95000
0.96000
0.97000
0.98000
1.99000
(y/c) sun 6 ri eur
0.07100
0.07069
0.07021
0.06959
0.06796
0.06695
0.06578
0.06442
0.06098
0.05886
0.05647
0.05383
0.04794
0.04474
0.04142
0.03802
0.03453
0.03099
0.02738
0.02371
0.01996
0.01804
0.01616
0.01411
0.01209
0.01001
0.00788
0.00570
0.00346
-0.00118
0.40000O 071120 013261 00000 -0 00115
(y/c) i.nferieue
0.01387
0.01406
0.01419
0.01425
0.01420
0.01409
0.01394
*0.01373
0.01314
0.01273
0.01224
0.01165
0.01018
0.0093 G
0.00835
0.00734
0.00530
0.00522
0.00408
0.00288
0.00161
0.00094
0.00025
-0.00046
-0.00119
-0.00193
-0.00289
-0.00346
-0.00425
-0.00508
-0.00589 xlc
0.00000
0.00050
0.00100
0.00200
* 0.00300
0.00500
0.00750
0.01000
* 0.02000
* 0.03000
0.04000
0.05000
0.06000
0.07000
0.08000
0.09000
0.10000
0 12000
0.14000
0.16000
0.18000
0.20000
0.22000
0.24000
0.26000
0.28000
0.30000
0.34000
0.36000
0.38000
O 40000 O 07112
2 510066
(y/c) superieur
0.00013
0.00330
0.00479
0.00704
0.00883
0.01173
0.01461
0.01704
0.02448
0.03017
0.03501
0.03932
0.04326
0.04692
0.05031
0.05344
0.05634
0.06151
0.06595
0 06977
0.07308
0 07687
0 07824
0.08021
0.08182
0 08313
0.08421
0.08583
0.08640
0.08680
0.40000 0 08701
TA Ii LEAU Ili
HS 1 708
(y/c) x/c (y/c) inferieur su Derieur
0.00013 0 44000 0 08681
-0.00244 0 46000 0 08640
-0.00338 0 48000 0 08579
-0.00485 0 50000 0 08502
-0.00561 0 54000 0 08301
-0.00715 0 56000 0 08176
-0.00865 0 58000 0 08033
-0.00990 0 60000 0 07865
-0.01322 0 64000 0 07443
-0.01506 0 66000 0 07184
-0.01603 0 68000 0 06892
-0.01645 0 70000 0 06570
-0.01650 0 74000 0 05853
-0.01629 0 76000 0 05465
-0.01588 0 78000 0 05062
-0.01530 0 80000 0 04649
-0.01456 0 82000 0 04221
-0.01271 0 84000 0 03798
-0.01050 0 86000 0 03360
-0.00808 0 88000 0 02916
-0.00559 0 90000 0 02462
-0.00318 0 91000 0 02231
-0.00092 0 92000 0 01996
-0.00113 0 93000 0 01757
-0.00293 0 94000 0 01512
-0.00450 0 95000 0 01262
0.00833 0 96000 0 01005
0.00791 0 97000 0 00741
0.00868 0 98000 0 00471
0.00932 0 99000 0 00196
0.00984 1 00000 -0 00086
(y/c) infe rieur
0.01060
0.01087
0.01106
0.01120
0.01129
0.01125
0.01118
0.01105
0.01065
0.01034
0.00996
0.00947
0.00818
0.00738
0.00650
0.00557
0.00459
0.00356
0.00248
0.00133
0.00006
-0.00058
-0.00128
-0.00196
-0.00268
-0.00341
-0.00416
-0.00493
-0.00572
-0.00652
-0.00734 x/c
0.00000
0.00050
0.00100
0.00200
0.00300
0.00500
0.00750
0.01000
0.02000
0.03000
0.04000
0.05000
0.06000
0.07000
0.08000
0.09000
0.10000
0 12000
0 14000
0.16000
0.18000
0.20000
0.22000
0.24000
0.26000
0.28000
0.30000
0 34000
0.36000
0.38000
12 -
TABLE At J IV
H 5 I-712 x/c (y/c) (y/c) x/c (y/c) (y/c) superieur inferieur
sunerieur infe ieur 0. 00000 0 00001 0 00000 0 44000 0 10556 -0 011 f
05
0.00050 0 00430 -0 00377 0 46000 0 10600 -0 01060
0.00100 oo OO 00600 -0 00519 0 48000 0 10526 -0 01020
0.00200 0 00903 -0 00709 0 50000 0 10423 -0 00985
0.00300 0 01127 -0 00842 0 54000 0 10154 -0 00919
0.00500 0 01490 -0 01044 0 56000 0 09965 -0 00888
0.00750 0 01861 -0 01230 0 58000 0 09795 -0 00856
0.01000 0 02180 -0 01376 O 60000 0 09587 -0 00824
0.02000 0 03186 -0 01767 0 64000 0 09125 -0; 00756
0.03000 0 03967 -0 02006 0 66000 0 08872 -0 00721
0.04000 0 04688 -0 02109 0 68000 0 08605 -0 00687
0.05000 0 05192 -0 02283 0 70000 0 08322 -0 00658
0.06000 0 06698 -0 02353 0 74000 0 07789 -0 00619
0.07000 0 00651 -0 02417 0 76000 0 07677 -0 00611
0.08000 0 06562 -0 02450 0 78000 0 07028 -0 00809
0.09000 0 06937 -0 02466 0 80000 0 06668 -0 00611
0.10000 ' 0 07280 -0 02469 0 82000 0 06262 -0 00614
0.12000 0 07886 -0 02440 0 84000 0 05834 -0 00621
0.14000 0 08901 -0 02374 0 86000 0 08368 -0 00633
0.16000 0 08839 -0 02279 0 88000 0 04856 -0 00653
0.18000 0 09211 -0 02159 0 90000 0 04299 -0 00683
93.20000 0 09625 -0 02030 0,91000 0 03997 -0 00701
0.22000 0 09786 -0 01901 0 92000 0 03686 -0 00721
0.24000 0 01000 -0 01786 0 93000 0 03364 -0 00742
0.26000 0 10173 -0 01688 0 94000 0 03032 -0 00753
0.28000 0 10313 -0 01607 0 95000 0 02889 -0 00785
0.30000 0 10428 -0 01536 0 96000 0 02335 -0 00807
0.34000 0 10542 -0 01489 0 97000 0 01968 -0 00829
0.36000 0 10632 -0 01344 0 98000 0 01970 -0 00882
0.38000 0 10587 -0 01279 0 99000 0 01971 -0 00576
0.40000 0 10700 -0 01216 1 00000 0 00720 -0 00700
2 510066
13 -
TABLEAU V
H Sl-620 (y/c) S Uf)leri e Ui'
0.00001 0 00001
(y/c) su(erieur
0.13904
0.13814
0 13699
0.13556
0 13189
0 12963
0.12711
0.12435
0.11823
0.11489
0.11138
0.10770
0.09981
0.09560
0.09118
0.08651
0.08153
0.07616
0.07031
0.06391
*0.05693
0.05322
0.04939
0.04545
0.04142
0.03727
0.03295
0.02840
0.02353
0.01831
0.01272
(y/c) inferieur
-0.05705
-0.05626
-0.05545
-0.05459
-0.05269
-0.05161
-0.05045
-0 04919.
-0.04645
-0.04499
-0.04348
-0.04197
-0.03900
-0.03755
-0.03610
-0.03462
-0.03307
-0.03144
-0.02972
-0.02790
-0.02600
-0.02502
-0.02401
-0.02297
-0.02189
-0.02078
-0.01963
-0.01843
-0.01716
-0.01580
-0.01427
(y/c) J nfler et /c
0.00000
0.00050
0.00100
0.00200
0.00300
0.00500
0 00750
0.01000
0.02000
0.03000
0.04000
0.05000
0.06000
0.07000
0.08000
0.09000
0.10000
0.12000
0.14000
0.16000
0.18000
C 20000
0 22000
0.24000
0.26000
0.28000
0.30000
0.34000
0 36000
0.38000
0.40000
0.00694
0.00993
0 01424
0.01760
0.02300
0.02845
0.03306
0.04737
0.05820
0.06713
0.07477
0.08 l 47
0.08742
0.09274
0.09 755
0 10190
0 10943
0.11566
0 12079
0 12501
0 12844
0 13121
0 13344
0 13524
0 13670
0.13789
0 13955
0.14000
0 14017
0 14007 x/c Ir
0.44000
0.46000
0.4800.50000
0.54000
0.56000
0.58000
0.60000
0.64000
0.66000
0.68000
0 70000
0.74000
0.76000
0.78000
0.80000
0.82000
0.84000
0.86000
0.88000
0.90000
0.91000
0.92000
0.93000
0.94000
0.95000
0.-96000
0.97000
0.98000
0.99000
1.00000
-0.00650
-0.00907
-0.01258
-0.01520
-0.01922 '
-0.02308
-0.02621
-0.03521
-0.04139
-0.04609
-0.04983
-0.05289
-0.05541
-0.05751
-0.05925
-0.06070
-0.06280
-0.06404
-0.06459,
-0.06463
-0.06430
-0.06376
-0.06317
-0.06261
-0.06211
-0.06163
-0.06061
-0.06000
-0.05932
-0.05859
10066
(y/c) (y/c) 14 -
TABLEAU V i
H 51-430 x/c superijeur infer ieur
0.00000 O 00001
0.01024 -0 00991 Oogl
0.01456 -0 01393
0.02071 -0 01951
0.02547 -0 02372
0.03303 -0 03028
0.04057 -0 03668
0.04692 -0 04196
0.06627 -0 05751
0.08068 -0 06858
0.09241 -0 07728
0.01235 -0 08441
0.11097 -0 09041
0.11857 -0 09554
0.12534 -0 09995
0.13138 -0 10376
0.13680 -0 10707
0.14595 -0 11231
0.15325 -0 11605
0.15904 -0 11859
0.16517 -0 12064
0.16723 -0 12114
0.17011 -0 12 l 64
0.17243 -0 12190
0.17433 -0 12202
0.17587 -0 12204
0.17708 -0 12197
0.17851 -0 12145
0.17872 -0 12096
0.17857 -0 12030
0.17808 -0 11948
0.44000
0.46000
0.48000
0.50000
-0.54000
0.56000
0.58000
0.60000
0.64000
0.66000
0.68000
0.70000
0.74000
0.76000
0.78000
0.80000
0.82000
0.84000
0.86000
0.88000
0.90000
0.91000
0.92000
0.93000
0.94000
0.95000
0.96000
0.97000
0.98000
0.99000
1.00000
(y/c) superieur
0.17626
0.17497
0.17342
0.17156
0.16680
0.16388
0 16062
0.15707
0.14920
0.14493
0.14045
0.13577
*0.12588
0.12064
0.11518
0.10942
0.10329
0.09670
0.08955
Q.08178
0.07334
0.06385
0.06420
0.05938
0.05440
0.04927
0.04396
0.03846
0.03267
0.02649
0.01969
(y/c) i nferieur
0.11742
-0.11622
-0.11489
-0.11340
-0.10987
-0.10780
-0.10553
-0.10307
-0.09765
-0.09472
-0.09168
-0.08857
-0.08220
-0.07895
-0.07562
-0.07216
-0.06850
-0.06459
-0.06040
-0.05590
-0.05109
-0.04855
-0.04594
-0.04323
-0.04043
-0.03754
-0.03455
-0.03145
-0.02818
-0.02467
-0.02080 x/c
0.00000
0.00050
0.00100
0.00200
0.00300
0.00500
0.00750
0.01000
0.02000
0.03000
0.04000
0.05000
0.06000
O.07000
O.08000
0.09000
0.10000
0.12000
0.14000
0.16000
0.18800
0.20000
0.22000
0.24000
0.26000
0.28000
0.30000
0.34000
0.36000
0.38000
0.40000
- La figure 4 est une representation graphique des lignes de cambrure
et d'epaisseur de differentes sections aerodynamiques de la pale de la
presente invention, x/c etant indicatif d'endroits sans dimensions sur
la ligne de corde, y/c etant indicatif de hauteurs sans dimensions de
la ligne de cambrure au-dessus de la corde de la section
aerodynamique,t/c etant l'epaisseur totale sans dimensions, de la
section aerodynamique a l'endroit sur la ligne de corde correspondant
de la ligne de cambrure, h/b indiquant les rapports d'epaisseur des
differentessections aerodyna- miques.
De la description precedente et en considerant la figure 5 qui
represente la section aerodynamique 708, l'on peut noter que la pale
aerodynamique de la presente inven- tion est caracterisee pratiquement
le long de la longueur entiere de sa corde par des formes de profil
aerodynamique, chacun comportant une partie de bord avant 10 obtuse et
generalement parabolique se prolongeant en un intrados 15 ayant une
partie avant convexe 20 qui est prolongee par une partie arriere 25 La
partie de bord avant 10 se pro- longe aussi en un extrados convexe 11,
l'intrados et 1 ' extrados se reliant en un bord arriere 35 legerement
obtus.
Tel que represente sur la figure 3, pour des rapports d' epaisseur
inferieurs a approximativement 0,15 la partie arriere 25 de l'intrados
a une forme concave formant ainsi la partie avant de l'intrados comme
ayant une nature pro- tuberante Pour de tels rapports d'epaisseur, la
partie convexe protuberante se prolonge en une partie arriere concave
distancee du bord avant du profil aerodynamique d'approximativement 10
a 15 percent de la longueur de la corde du profil Pour des rapports
d'epaisseur superieur a 0,15 la partie arriere 25 est convexe.
Le bord avant relativement obtus du profil aerodyna- mique de la
presente invention minimise le risque d'endom- magement du au
maniement normal et lorsque la pale est heurtee accidentellement par
d'autres objets.
La figure 6 represente la forme generale d'un profil aerodynamique de
la serie NACA 16, un profil qui est large- ment utilise pour les pales
d'helices d'avions-navettes d' 16 aujourd'hui, propulses par
turbo-moteurs L'on peut voir que les formes de profils aerodynamiques
caracterisant la pale de la presente invention peuvent etre facilement
dis- tinguees de la forme des profils aerodynamiques de la serie NACA
16 Il est d'abord a noter que le profil aerodynamique de la serie NACA
16 comporte un intrados concave le long dg la longueur entiere de la
corde de la pale tandis que les profils aerodynamiques de la pale de
la presente invention comportent la partie convexe s'etendant au moins
le long des 10 a 15 percent avant de l'intrados de la pale L'on peut
aussi voir que les profils aerodynamiques de la serie NACA 16 ont une
partie de bord avant relativement aigue tandis que les formes des
profils aerodynamiques' de la pale selon; la presente invention, et
particulierement les formes ayant un rapport d'epaisseur plus grand
que 0, 06 ont des parties de bord avant obtuses et aussi des bords
arrieres relative- ment obtus pour obtenir des nombres de Mach
critiques plus-eleves a ces parties avant et une recuperation de
pression plus favorable aux parties arriere des pales.
La meilleure performance du profil aerodynamique de la presente
invention (H Sl) est comparee sur les figures 7 et 8 avec la
performance du profil aerodynamique conven- tionnel selon les series
NACA 16.
Tel que represente sur la figure 7, lorsque l'angle d'attaque est
eleve, le nez aigu du profil aerodynamique de la serie NACA 16 produit
une onde au bord avant causant une forte separation de la couche
limite le long de l'ex- trados de la pale, le profil aerodynamique de
la presente invention ayant un bord avant beaucoup plus obtus ne cau-
sant pas de nombres de Mach locaux aussi eleves et main- tient, en
consequence,un gradient de pression plus modere qui permet a la couche
limite de rester attachee a l'extra- dos pour pratiquement tous les
angles d'attaque normaux.
Il ressort des figures 7 et 8 qu'aux conditions de montee, les deux
profils aerodynamiques ont une performance rai- sonnablement bonne,
chacun operant maintenant a son coeffi-t cient de portance de calcul
Cependant aux modes de fonc- tionnement en croisiere, les profils
aerodynamiques operent a des coefficients de portance faibles et a des
nombres de, 17 - Mach eleves Dans ce cas, le profil aerodynamique
fortement cambre de la serie NACA 16 est oriente avec le nez vers le
bas par rapport a la vitesse relative de l'air, le nez aigu de ce
profil aerodynamique produisant un choc au bord avant sur l'intrados
du profil aerodynamique causant une augmen-j tation de l'epaisseur de
la couche limite o une separation sur la partie avant de la pale,
reduisant ainsi les rap- ports de rendement (portance/trainee) de la
pale De l'au- tre cote, la partie avant plus obtuse et la partie avant
protuberante de l'intrados du profil aerodynamique de la presente
invention resultent en unnombre de Mach plus faiblq dans les
conditions de fonctionnement en croisiere sans provoquer de fortes
ondes de choc et, en consequence, il J y a pas d'augmentation de
l'epaisseur de la couche limite causant la separation de cette couche
limite Tel que les I donnees suivantes l'indiquent, la pale
aerodynamique de lai presente invention fait preuve d'une augmentation
d'au moins 2 a 4 percent du rendement au decollage et d'au moins 1 a
2 percent du rendement en mode de fonctionnement en croisiere.
Considerant maintenant les figures 9 a 12, chacune de ces figures
represente une variation du coefficient de pression, Cp le long de la
corde du profil aerodynamique, x/c pour une forme aerodynamique
representative de la pre- sente invention et un profil aerodynamique
correspondant de la serie NACA 16 Tel que represente sur la figure 9,
le profil aerodynamique de la serie NACA 16 developpe une treo haute
pointe de vitesse au bord avant lorsqu'il fonctionne au decollage avec
de grandes angles d'attaque positifs (figure 9) et de grandes angles
d'attaque negatifs exiges en croisiere (figure 12) a cause du bord
avant relative- ment aigu de ce profil aerodynamique L'experience a
mon- tre qu'un nombre de Mach a la surface superieure a 1, 3 -1,4 est
souvent rencontre qui provoque tres souvent une forte onde de choc
resultant en une separation de la couche limite et une performance
non-efficace Donc, les nombres de Mach de 2,88 et 2,2 rencontres selon
les figures 9 et
12 par les profils aerodynamiques de la serie NACA 16 cau- sent tres
probablement une separation de la couche limite et une faible
performance de la pale aerodynamique De l' 18 - autre cote, il est
note que les pointes de vitesse a la surface de la pale aerodynamique
de la presente invention sont beaucoup plus faibles, seulement le
nombre de Mach a la surface de la pale lors du decollage excedant le
nombre Mach desire d'environ 1,3 a 1,4 Cependant, la recuperation
graduelle de la pression sur la partie arriere de l'extra- dos du
profil aerodynamique indiquee par les parties supe- rieures droite des
courbes des figures 9 a 12 montre que la separation du courant est
probablement minimisee malgre le nombre de Mach a la surface de 1,76
lors des conditions de decollage pour la pale H 51.
Les figures 13 et 14 sont des representations graphie ques de donnees
obtenues par des essais dans le tunnel ae- rodynamique et representent
la relation entre les coeffi- cients de portance et-de trainee pour
differents nombres de Mach et differents angles d'attaque pour le
profil aero- dynamique 606 de la pale selon la presente invention Tel
que represente sur la figure 13, parce qu'il n'y a pas de pertes
abruptes de portance ou d'augmentationsgraduellesde trainee a
proximite de la portance maximale, il n'y a aucune indication d'une
separation causee par une onde de choc pour le profil aerodynamique
606 de la presente invention malgre le nombre de Mach local
relativement eleve lors des conditions de decollage Les figures 15 et
16 sont des re- presentations graphiques obtenues par des essais dans
le tunnel aerodynamique et representant des relations sembla- bles
entre les coefficients de portance et de trainee en fonction des
angles d'attaque pour les profils aerodynami- ques de la serie NACA 16
dont les coefficients de pression sont representes sur les figures 9 a
12.
Les figures 17 a 18 representent une comparaison de donnees reprises
des figures 13 a 1 t La figure 17 repre- sente clairement que pour une
condition de decollage le profil aerodynamique de la presente
invention fait preuve d'une augmentation de 20 percent du coefficient
de portance maxi- mal et la figure 18 montre que le profil
aerodynamique de la presente invention fait preuve d'une augmentation
de 60 a 70 percent du rapport portance/trainee en croisiere et d'une
augmentation de 40 a 60 percent du rapport portance/trainee en 19 -
montee par rapport au profil aerodynamique des series NACA 16. Des
helices d'essai, une premiere avec quatre pales ayant des profils
aerodynamiques selon la nresente inven- tion et une seconde avec
quatre pales ayant des profils se- lon les series NACA 16, etaient
mises a l'essai dans le tunnel d'essai subsonique de UNITED
TECHNOLOGIES CORPORA-
TION a East Hartford, CONNECTICUT Les deux modeles avai- ent un
diametre d'environ 1 m A l'exception du profil aerodynamique et d'une
petite difference du degre de cam- brure, les deux modeles etaient
geometriquement identiques et consistaienten aluminium massif, ils
avaient la meme forme en projection horizontale, le meme rapport
d'epais- seur et la meme repartition de vrillage, avec un facteur
d'activite de 91 Les coefficients de portance integres de calcul des
pales etaient legerement ajustes pour compen- ser pour les degres de
cambrure effectifs plus eleves de la pale aerodynamique de la presente
invention Les helices d'essais etaient mises a l'essai dans des gorges
de 26 et
59 m de diametre du tunnel aerodynamique mentionne ci-avant.
La mise a l'essai dans ces deux gorges permettait d'obtenir des
resultats d'essais pour des conditions allant d'un nombre de Mach de
0,03 jusqu'a et y compris des nombres de Mach de 0,6 pour des angles
d'attaque des pales de -20 a
+ 810 pour des vitesses de l'helice dans la gamme de fonc- tionnement
normal.
Les figures 19 et 20 representent une partie des re- sultats d'essais
obtenus dans le tunnel aerodynamique et montrerit clairement que pour
une vitesse de croisiere egale a Mach 0,4 la performance de la pale
aerodynamique de la presente invention est considerablement superieure
a celle de la pale selon les series de NACA 16, tel que represente par
la largeur des regions a haute performance sur ces re- presentations
graphiques.
La figure 21 represente une comparaison des deux helices pour des
faibles vitesses de vol jusqu'a Mach 0,10 eriviron Cette
representation graphique est un fusionnement des diahranunes de
rendement derive des resultats d'essais obtenus dans ie tunnel
aerodynamique pour des nombres de - Mach de 0,03 A 0,10 Une etude de
cette representation montre qu'avec une augmentation du coefficient de
puissance, les pales aerodynamiques de la presente invention devien-
nent progressivement plus efficaces que les pales d'helice connues
selon les series NACA 16 Par exemple, l'on trouve que pour un
coefficient de puissance de 0,10 les pales aerodynamiques de la
presente invention font preuve d'une augmentation de 1 percent du
rendement en comparaison aux pales aerodynamiques selon les series
NACA 16, mais pour un co- efficient de puissance de 0,25 et un nombre
de Mach de 1 ' ordre d'environ 0,06 A 0,10, la pale de la presente
inven- tion fait preuve d'une augmentation de 6 percent du rendement.
Sur la base de ces et differents autres resultats d', essais, l'helice
avec les pales aerodynamiques de la pre- sente invention se revelait
d'etre plus efficace que l'he- lice selon les pales selon les series
NACA 16 sur une large gamme des nombres de Mach, des rapports d'avance
et des coefficients de puissance representatifs pour les condi- tions
de fonctionnement d'helices utilisees pour la propul- sion d'
avions-navettes.
21 -
Claims
_________________________________________________________________
REVENDICATIONS:
1 Pale aerodynamique comportant essentiellement le long de sa longueur
complete un profil aerodynamique ayant en coupe transversale une
partie de bord avant (10) obtuse et generalement parabolique se
prolongeant en un intrados (15) ayant une partie avant convexe (20) se
prolongeant de sa part en une partie arriere (25), la partie de bord
avant se prolongeant aussi en un extrados convexe (30), l'intra- dos
et l'extrados se joignant en un bord arriere obtus (35).
2 Pale aerodynamique selon la revendication 1, carac- terisee en ce
que pour des rapports d'epaisseur inferieurs a approximativement 0,15
la partie arriere (25) de l'intra- dos (15) est concave et la partie
avant convexe (20) de 1 ' intrados (15) est protuberante par rapport a
l'intrados.
3 Pale aerodynamique selon la revendication 1, ca- racterisee en ce
que la partie avant convexe (20) de l'in- trados (15) se prolonge en
la partie arriere (25) en une distance du bord avant du profil
aerodynamique d'approxima- tivement 10 a 15 percent de la longueur de
corde du profil aero- dynamique.
4 Pale aerodynamique selon une des revendications 1 a 3, caracterisee
en ce qu'elle a un profil aerodynamique tel que represente sur la
figure 3.
5 Pale aerodynamique selon une des revendications 1 a 4, caracterisee
en ce que le profil aerodynamique est de- fini par les coordonnees du
tableau I.
6 Pale aerodynamique selon une des revendications 1 a 5, caracterisee
en ce que le profil aerodynamique est defini par les coordonnees du
tableau II.
7 Pale aerodynamique selon une des revendications 1 a 6, caracterisee
en ce que le profil aerodynamique est defini par les coordonnees du
tableau III.
8 Pale aerodynamique selon une des revendications 1 a 7, caracterisee
en ce que le profil aerodynamique est defini par les coordonnees du
tableau IV.
9 Pale aerodynamique selon une des revendications 1 a 8, caracterisee
en ce que le profil aerodynamique est defini par les coordonnees du
tableau V. Pale aerodynamique selon une des revendications 1 22 - a 9,
caracterisee en ce que le profil aerodynamique est de- fini par les
coordonnees du tableau VI.
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