专利名称：直升飞机反扭矩尾旋翼叶片的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种直升飞机反扭矩尾旋翼叶片。
背景技术：
众所周知直升飞机包括机身；装配到机身中央部分顶部的主旋翼；以及 用于对抗机身上主旋翼产生的扭矩的反扭矩尾旋翼。
尾旋翼大致包括驱动轴；装配到驱动轴上的桨毂；以及多个固定到桨毂 上并^^桨毂径向伸出的叶片。
更具体地，每个叶片大致径向地纵向延伸，并由桨毂在垂直驱动轴轴线 的平面内^走專争。
为了操纵直升飞机，每个叶片在相对于桨毂的任意平面内也可移动。 在工业上需求改进位于桨毂的对面端的叶片自由端的设计，这样可以改
善叶片的气动效率，降低反扭矩尾旋翼的声放射，并减小反扭矩尾旋翼控制
机构的负荷。
发明内容
本发明的目的在于，以一种简明、低成本的方式提供设计一种直升飞机
反扭矩尾旋翼叶片(blade)来达到上述要求。
根据本发明，提供一种直升飞机反扭矩尾旋翼叶片，包括 彼此相对并沿叶片纵轴线延长的前缘和后缘，在应用中所述后缘在所述
前缘后与气流相互作用；和
外端之间延伸的末端部分，所述旋转轴在叶片的外部并相对于所述纵轴线交 叉。
所述末端部分处的翼弦长度从所述基准剖面到所述未端减小，所述前缘 和后缘在所述未端处结合。
其特征在于，所述翼弦的长度在所述基准剖面处等于d。，自所述基准剖面到所述未端处按照等式d-d。(l-krn)而减小，其中r是离所述基准剖面的 距离，k和n是常量系数；n值范围在2到ll之间，k值等于比率l/R,其 中R是所述未端与所述基准剖面之间的径向距离。
通过举例和参照附图来说明本发明的优选的但不局限的实施例，其中 图1和2以透视图的形式从不同的角度示出根据本发明的直升飞机反扭 矩尾旋翼叶片；
图3示出图l和图2中叶片的平面图； 图4示出图1中叶片前缘的前视图5至12示出图3中各平面V-V、 VI-VI、 VII-VII、 VIII-VIII、 IX-IX、 X-X、 XI-XI、 XII-XII的截面图13示出图1-4中叶片纵向的翼弦长度模型；
图14示出直升飞机尾部的侧视图，包括具有多个在图1-4中表明的叶 片的反扭矩旋翼，为清晰移除了一些部分；
图15和16示出图14中尾旋翼的剖面图，为清晰移除了一些部分； 图17和18示出图14-16中尾i走翼的侧面和顶部平面图。
具体实》4方式
图14、 17和18示出了直升飞机1的尾旋翼部分，该直升飞机大致包括 机身2;装配到机身2顶部并围绕各自轴线旋转的主旋翼(未示出)；以及从 机身2的尾翼伸出的反扭矩尾旋翼3，以对抗由尾旋翼3传递到机身2的扭矩。
更具体地，尾旋翼3大致包括(图15至18 ):
围绕与主旋翼的旋转轴线交叉的轴线A旋转的驱动轴5; 相对于轴线A沿各自的轴线B大致径向延伸的多个叶片6,在实施例 中所示为两个；以及
功能性地连接到轴5的桨毂7,并且叶片6从桨毂中伸出。 更具体地，桨毂7围绕轴线A旋转叶片6，允许叶片6可相对于轴5在 由轴线A和各自的轴线B限定的平面内自由地移动，并通过外部控制器允许 叶片6围绕各自的轴线B旋转，从而调整叶片相对于气流的各自的迎角。桨毂7大致包括(图15至18):
围绕轴线A由轴5旋转的盘15,盘15相对于轴5围绕垂直于轴线A 和轴线B的轴线C旋转，盘15相对于轴线A以固定角度的方式并相对于轴 线B以转动的方式连接到叶片6;
以固定方式连接到相对的叶片6上的两对盘20;以及 由轴5围绕轴线A旋转的套筒25,套筒由未示出的控制器相对于轴5 沿轴线A滑动并连接到两对盘20，以围绕各自的轴线B旋转叶片6。
更具体地，盘15位于与轴线A交叉的平面内，并包括装配在轴5上的 主要部分16和两个附件17，附件17具有与轴线A相对并且装配在各自的叶 片6的底座19内部的各自的未端18 (图15)。
轴5 (图15和16)被与由主要部分16限定的底座21接合的圆柱形元 件22环绕。元件22和底座21以围绕轴线C旋转的方式和以围绕轴线A角
度固定的方式连接。
元件22和底座21的表面是匹配的，并且具有各自相同的位于轴线A和 轴线C的交汇处的中心。
底座21和元件22因而限定轴线C的铰节，允许叶片6可相对于轴5围 绕轴线C整体的彼此摆动，即襟翼。更具体地，由于叶片6相对气流有不同 的相对速度，所以这种摆动是由作用在叶片6上不同的气动载荷产生的。
附件17从主要部分16在轴线A的相对侧上伸出，并延伸入各自的叶片 6内部。未端18呈空心圆柱形的形式与各自轴线B共轴。底座19呈圓柱空 穴形式沿各自轴线B延伸。因此未端18嵌入到各自的底座19内部，允许叶 片6可相对于盘15围绕各自的轴线B旋转，并且使得叶片6和盘15围绕轴 线A和C成角度地固定。
每对盘20中的一个固定在相对的叶片6的正面12上，另一个则固定在 背面13上(图17、 18),并且互相平行和位于各自大致平行的平面内。
对于每一对盘20,桨穀7包括具有固定在各自的同一对盘20上的第一 未端的一对臂24 (图14至17 )。每对臂24的第二未端通过插在轴线A和相 对的叶片6的径向内部未端IO之间的横向元件26彼此连接。
套筒25从轴5在尾翼的相反侧伸出，并且包括
第一径向附件27(图14、 15、 17、 18)，其相对于轴线A径向地相对， 并通过各自的系杆29连接到各自的元件26上；和第二径向附件28 (图14至17 )，其相对于轴线A径向地相对，并且 每一个都通过两个摇臂31, 32与轴5有角度地整体连接到盘33,并沿轴线A 插在轴5与轴套25之间。
更具体地，每个附件27都是有角度地插在附件28之间。
系杆29延伸与轴线A交叉，并具有第一末端和第二未端，第一未端连 接到相对的附件27，与第一未端相对的第二未端相对于轴线B偏心地连接到 各自的元件26(图15)。
更具体地，系杆29连接在各自的元件26上，这样当套筒25沿轴线A 滑动时，叶片6在相同的方向上围绕各自的轴线B旋转。
每个摇臂31具有铰接到套筒25的第一端、和与第一端相对的铰接到相 应的摇臂32的第一端的第二端。
每个摇臂32具有与第一端相对铰接到盘33的第二端。
每对盘20通过与相对的叶片6的轴线B垂直的销钉35相互连接，销钉 具有安置在相对的叶片6根部分14a内、并由相对的附件17限定的以相对 于轴线B旋转的方式接合底座37的中间部分36 (图15 )。
更具体地，中间部分36具有由底座37限定的球形表面相配合的球形表 面。更具体地，由中间部分36限定的球形表面与相对的底座37的球形表面 是同心的，并具有沿相对的轴线B的各自的中心。
销钉35的中间部分36和相对的底座37由此形成了各自的铰接，其允 许叶片6相对于盘15围绕各自的轴线B旋转。
每个叶片6(图1至4)都是中空的，并包括
相对于叶片6的旋转方向(如图14所示)由叶片6的最前点限定的前
缘8;
相对于叶片6的所述旋转方向由叶片6的最后点限定的后缘9，其位 于前缘8的相对侧，在前缘8后与气流相互作用；
相对未端10并相对于轴线A径向向外的未端11;
相对的正面12和背面13,在未端10和11之间延伸，并由前》彖8 和后缘9隔开；
从未端10到未端11,叶片6包括(图1至8):
在未端10和垂直于后缘9的剖面50之间延伸并连接到盘20的根部
分14a;在剖面50和同样垂直于后缘9的剖面51之间延伸的中间部分14b;
以及
在剖面51和未端11之间延伸并远离直升飞机1的尾翼相对于根部分 14a和中间部分14b弯曲的未端部分14c。
换句话说，未端部分14c具有相对于叶片6的其他部分的上反角。
更具体地，未端部分14c的延伸长度，即剖面51到未端部分11之间的 径向距离，其范围在叶片6的全部径向延伸长度、即未端10到ll之间的最 大距离的8-16°/ 之间。
更具体地，从未端10到未端11,前缘8包括由两个斜段限定并沿根部 分14a延伸的第一部分52;沿中间部分14b延伸并相对于第一部分52的段 倾斜的直的第二部分53;以及沿未端部分14c延伸并远离直升飞机1尾翼的 弯曲的第三部分54。
更具体地，第一和第二部分52, 53位于与后缘9平行的平面内，因此限 定第三部分54的曲线相对于直的后缘9倾斜。
背面13插在正面12和尾翼之间，尾旋翼3从尾翼上伸出。
每个叶片6的正面12和背面13均具有靠近未端10并装配有相对的销 钉35的相对端的各自的孔38 (图1至3)。
图5到9示出了从未端IO到末端11在垂直于前缘8的连续的平面内叶 片6的剖面图。
如图5至8的剖面图所示，叶片6具有相对于翼弦P不对称的各自的轮廓G。
应注意"翼弦P"在这里意指前缘8和后缘9之间的距离，其在垂直于 后缘9的平面内测量，并且在图3中是竖直的(未显示)。
更具体地，正面12和背面13在前缘8处叠合，并沿着根部分14a和中 间部分以及未端部分14b， 14c通过^r利边缘在后纟彖9处结合。
在垂直于前缘8和后缘9的各个剖面，限定背面13的轮廓G的点比限 定正面12的轮廓G的对应点离翼弦P更远。
背面13在根部分14a和中间部分14b处是凸形的(图5, 6, 7)。
在根部分14a并靠近未端10处，正面12具有靠近后缘9的凹形的第一 部分41;和插在部分41和前缘8之间的凸形的第二部分42 (图5)。
相对于根部分14a并靠近未端10处的轮廓G(图5),翼弦P包括插在正面12和背面13之间的主要部分P:和在后缘9处的末端部分P2。更具体地， 靠近后缘9，部分41插在末端部分P2和背面13之间(图5)。 正面12在中间部分14b处是凸形的。
如图8和9中所示，在未端部分14c处，正面12是凸形的，因而背面 13包括靠近前缘8的凸形部分60和靠近后缘9的平坦部分61。
朝着未端11,正面12沿中间部分12b和未端部分14c的凸形度逐渐减 小。换句话说，越接近末端ll,每个轮廓G中的正面12越来越接近相对的 翼弦P。
如图5至9中所示，翼弦P的斜度相对于与前缘8和后缘9垂直的固定 轴线从末端10到未端11变化。.更具体地，参考图5到7,固定轴线(未显示) 是竖直的，并且翼弦P和固定轴线之间的角度自根部分14a(图5)到未端部 分14c(图9)减小。换句话说，叶片6的装置角沿各自的轴线B变化，即从 上面看时翼弦P的点轨迹呈弯曲的轮廓，而不是处于一个平面内。 叶片6的翼弦P的长度在中间部分14b设为一个常量值d。。 未端部分14c处的翼弦P的长度d自剖面51朝未端ll有利地减小，并 且前缘8与后缘9在未端11处结合。
更具体地，后缘9与前缘8的第三部分54在未端11处结合。 换句话说，翼弦P的长度d自剖面51到未端11处由d。减小到0。 未端部分14c处翼弦P的长度d自剖面51随径向距离r的函数变化， 其等式为d= d。(l-krn),其中k和n是常量系数。
更具体地，系数n的范围从2到ll，优选为6,同时系数k等于比率1/R, 其中R是未端11和剖面51之间的径向距离。
系数k的优选值为使得后缘9与前缘8在未端11的切面之间的角度在 87到89度之间。更具体地，系数k选择在使得所述角度范围在88和89度 之间。
图13显示了翼弦P的长度模型和沿叶片6的空气动力中心点H的轨迹。 术语"空气动力中心"意指叶片6的每个剖面中在垂直于后缘9的平面
内的点，不论叶片6相对于气流的迎角如何变化，空气动力力矩系数在这些
点上保持常量。
更具体地，在未端部分14c上点H的轨迹与后缘9之间的距离能根据等 式0. 75d。 ( 1 -krn)计算出来。上述距离在图13中可以沿y轴线测量。
由于未端部分14c相对于中间部分14b弯曲，因此未端部分14c的空气 动力中心点也在平行于轴线A的方向上离剖面51偏离自身。
离剖面51的上述距离的模型能够根据等式h(l-krn)计算出来，其中h 是常量系数。
图10显示了平行于后缘9并相对于轴线A交叉的纵向平面Q中叶片6 的剖面图。在沿着平面Q的剖面中，正面12和背面13在才艮部分14a和中间 部分14b上相对于叶片6的中线L对称。
更具体地，在平面Q内，正面12和背面13在根部分14a具有会聚的第 一部分65, 66，在中何部分14b具有平行的第二部分67, 68。在未端部分 14c，正面12和背面13相对于中线L是非对称的，并各自在未端部分14c 的未端11处具有会聚的部分69， 72。
更具体地，中线L自部分65， 66和67, 68是等距的。
从剖面51到未端11,部分69包括相对于部分67并朝中线L倾斜的直 线部分70;和与中线L平行的直线部分71。
从剖面51到未端11,部分72包括相对于部分68并朝中线L倾斜的直 线部分73;和在未端11处结束并与中线L交汇的弯曲部分74。
图11和12显示了叶片6中平行于平面Q并且插在后缘9与平面Q之间 的各自的平面R, S的剖面。
叶片6在平面R, S内的剖面类似于叶片6在平面Q内的剖面，并在可 能的地方对相应或等效的部分都采用相同的附图标记，只是单独描述与后者 不同的地方。
更具体地，在各自平面R, S上的叶片剖面中，部分69', 69，，是凹形的。
平面R插在平面Q和S之间，并且叶片6在平面S的剖面中的部分69'， 的凹形程度，大于叶片6在平面R的剖面中的部分69，的凹形程度。
在实际应用中，轴5围绕轴线A旋转以便旋转桨毂7。
盘15使叶片6围绕轴线A旋转，同时盘15中元件22和底座21之间的 连接允许叶片6在气动载荷的作用下可以自由地围绕轴线C摆动。
借助于外部控制器，叶片6可围绕各自的轴线B在相同方向旋转相同的 角度，以改变叶片6相对于流过叶片6的气流的迎角。更具体地，外部控制器沿轴线A平移套筒，该平移传递到系杆29和元 件26。
系杆29相对于轴线B偏置地连接到元件26,系杆29的平移使得盘20 旋转，因此使叶片6围绕各自的轴线B旋转。
在叶片6旋转时，叶片6的底座19相对于盘15的相对的附件17的对 应未端18围绕各自的轴线B旋转，并且销4丁 35相对于相对的附件17的底 座37围绕相对的轴线B旋转。
在叶片6旋转时，每个叶片6末端部分14c产生的涡流也会以较小的程 度撞击其他叶片6。
通过上文的描述可以清楚本发明的叶片6的优势。
特别地，申请人已经注意到末端部分14c的翼弦P的长度d模型改善了 尾旋翼3的效率，并减小了尾旋翼3的噪音水平。
更具体地，尾旋翼3特别是在盘旋和高速飞行环境下效率特别高。换句 话说，在尾翼上的尾旋翼3产生的牵引力与施加到轴5上的扭矩之间的比值 特别高并超过0.7。
其原因在于未端部分14c的设计，使得流过叶片6的气流更均匀，湍流 度较小，并降低了叶片6的末端11产生的涡流对其他叶片6的影响范围， 这样大大地降低了未端部分14c上冲击波的扩展。
最后，因为正面12和背面13在未端部分14c处是非对称地合在一起， 因此不需要明显的上反角未端部分就能达到上述优势。
可以通过减小作用于未端部分14c上的离心力和因而相对于标准上反角 未端部分设计中控制器上的负载来达到上述优势。
显然，正如这里所描述的和所说明的那样，在不超出所附权利要求中限 定的保护范围情况下，可对叶片6做出修改。
尤其是，将桨毂7铰接到轴5以及将叶片6铰接到桨毂7的装置可以具 有不同的类型。
权利要求
1、一种直升飞机的反扭矩尾旋翼的叶片，包括彼此相对并沿叶片(6)的纵轴线(B)延长的前缘(8)和后缘(9)，所述后缘(9)在应用中在前缘(8)后与气流相互作用；和在基准剖面(51)与相对于所述叶片(6)旋转轴线(A)的所述叶片(6)的径向外端(11)之间延伸的未端部分(14c)，所述旋转轴线(A)在叶片(6)的外部并相对于所述纵轴线(B)交叉，在所述未端部分(14c)处翼弦(P)的长度(d)从所述基准剖面(51)到所述未端(11)减小，并且所述前缘和后缘(8，9)在所述未端(11)处结合，其特征在于，所述翼弦(P)的长度(d)在所述基准剖面(51)处等于d0，自所述基准剖面(51)到所述未端(11)处按照等式d＝d0(1-krn)减小，其中r是离所述基准剖面(51)的距离，k和n是常量系数；n值范围在2至11之间，k值等于比率1/R，其中R是所述末端(11)与所述基准剖面(51)之间的径向距离。
2、 如权利要求l所述的叶片，其特征在于，所述系数n等于6。
3、 如权利要求l所述的叶片，其特征在于，所述系数k的选值使得在 所述未端(11 )处前缘(8 )的切面相对于所述后缘(9 )的倾斜角度范围在 86和89度之间。
4、 如权利要求3所述的叶片，其特征在于，所述角度范围在87和88 度之间。
5、 如权利要求1所述的叶片，其特征在于，包括在相对于所述基准剖 面(51)的径向内部较远的剖面(50)和所述基准剖面(51)自身之间延伸 的中间部分(14b ),所述翼弦(P )在所述中间部分(14b )处设为常量值d。。
6、 如权利要求5所述的叶片，其特征在于，包括4皮此相对并在所述前 缘(8)与所述后缘(9)之间延伸的第一表面和第二表面(12, 13)，当在平行于所述后缘(9)并相对于叶片(6)的旋转轴线(A)交叉的 叶片(6)的纵平面(Q, R, S)内进行截剖时，所述第一表面和第二表面(l2， 13)各自具有在所述末端(11 )处结合的第一和第二轮廓(65, 67， 69; 66, 68, 72 ),所述第一和第二轮廓(65, 67， 69; 66, 68, 72 )各自包括沿所述中间 部分(14b)延伸的第一和第二部分(67, 68 );以及沿所述未端部分(14c) 延伸的第三和第四部分(69, 72 ),所述第三和第四部分(69， 72)相对于 距所述第一和第二部分(67, 68 )等距的所述叶片(6)的中线(L)是非对称的。
7、 如权利要求6所述的叶片，其特征在于，所述第三部分(69)包括 至少一个在所述未端(11)处结束的直线部分(71)，所述第四部分(7" 包括至少一个在所述未端(11 )处连接到所述第三部分(69 )的凸形部分(74 )。
8、 如权利要求6所述的叶片，其特征在于，在应用中所述第二表面(13 ) 插在所述第一表面(12 )与所述直升飞机(1 )的尾翼之间。
9、 如权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述后缘(9 )是直的。
10、 一种直升飞机的反扭矩尾旋翼，其特征在于，包括围绕所述旋转轴 线(A)旋转的驱动轴(5);至少两个如权利要求1所述的叶片(6);以及 将所述轴(5)功能性地连接到所述叶片(6)的桨毂(7)。
全文摘要
用于直升飞机反扭矩尾旋翼的叶片，具有彼此相对并沿叶片的纵轴线B延长的前缘和后缘，在应用中后缘在前缘后与气流相互作用。叶片还具有在基准剖面和叶片中相对于叶片的旋转轴线A的径向外端之间延伸的末端部分，旋转轴线A在叶片的外部并相对纵轴线B交叉，在末端部分处的翼弦P的长度d从基准剖面到径向外端减小，前缘和后缘在径向外端处结合。
文档编号B64C27/32GK101585413SQ200910149769
公开日2009年11月25日 申请日期2009年5月22日 优先权日2008年5月22日
发明者亚历山德罗·斯坎德罗格利奥, 艾伦·布罗克赫斯特 申请人:阿古斯塔公司