专利名称：直升飞机反扭矩尾旋翼的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种直升飞机反扭矩尾旋翼。
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A^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#"。
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。 在工业上需求在不增加尾旋翼径向尺寸的前提下，提高叶片的气动效 率，并降低作用在叶片和尾旋翼控制机构上的载荷。
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，该反扭矩尾旋翼包括围 绕旋转轴线旋转的轴，至少两个沿与旋转轴线交叉的相对的纵向轴线延伸的 叶片(blade),以及用于将所述轴连接到所述叶片的桨毂。
每个叶片依次包括
彼此相对并沿相对的纵向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；
彼此相对并在所述前缘和所述后缘之间延伸的第一和第二表面；
相对于所述叶片的旋转轴线的径向的内部第一未端；
与所述径向的内部第 一未端相对的径向的外部第二未端；以及包括所述径向的内部第一未端并且与所述径向的外部第二未端沿所述 纵向方向隔开的#>部分。
当从垂直于所述前缘或所述后缘的平面剖开所述根部分时，所述根部分 包括相对于在所述平面内结合所述前缘和所述后缘的翼弦不对称的轮廓。
其特征在于，定位所述叶片的第 一未端的点离所述旋转轴线的距离范围 在所述旋转轴线和所述叶片的所述第二未端的点之间的最大距离的1 0%到
25%之间。
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雄例，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1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8示出图3中各平面V-V、 VI-VI、 VII-VII、 vin-vin的截面图； 图9示出了侧视图，为了清晰移除了直升飞机尾旋翼部分，该直升飞机 包括以图1-4所述的多个叶片为特征的反扭矩尾旋翼；
图10和11示出为了清晰移除了部分的图9中尾旋翼的截面图； 图12和13分别示出图9至11中尾旋翼的侧视图和俯视平面图。
具体实施例方式
图9、 12和13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的尾翼伸出的尾旋翼3，以对抗从尾旋翼3传递到机身2的扭矩。 更具体地，尾旋翼3大致包括(图9至13 ):
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，桨毅7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。 轴线A位于叶片6的外部。
更具体地参照图1至4,每个叶片6是中空的并由下述限制
由叶片6相对于旋转方向(图9中示出)最前面的点限定的前缘8; 由叶片6相对于旋转方向最后面的点限定的后缘9，并且后缘9位于 前缘8的相对侧；
位于桨毂7侧上并插入前缘8和后缘9之间的径向的内部未端10;以
及
相对于未端10并也插在前缘8和后缘9之间的径向的外部未端11。 每个叶片6大致包括正面12和背面13，正面12和背面13径向地插入 未端10和11之间，并被前缘8和后缘9分开。
更具体地，背面13插在正面12和尾翼之间，尾旋翼3从尾翼伸出。 从未端IO到未端11,叶片6包括(图1至4和图8):
根部分14a;
中间部分14b;以及
未端部分14c,其从直升飞才几1的尾翼相对于根部分14a和中间部分 14b弯曲。
换句话说，未端部分14c具有相对于叶片6其他部分的上反角。 从未端10到末端11，前缘8 (图4 )包括沿^^部分14a延伸的直的第一
部分；相对于第一部分倾斜的直的第二部分；以及沿未端部分14c延伸的弯
曲部分。
更具体地，第二部分沿中间部分14b延伸。 桨毂7包括(图9至13):
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 (图10和11 ),其由未示出的控制 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叶片 6的底座19内(图10)的各自的未端18。
轴5 (图10和11 )被与由主要部分16限定的底座21接合的圓柱形元 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因而限定围绕轴线C的圆柱形的铰节，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。未端部分18呈空心圆柱形的形式，并且与各自轴线B共轴。底座 19呈圆柱空穴形式并沿各自轴线B延伸。因此未端部分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，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,桨毂7包括具有固定在各自的同一对盘20上的第一 未端部分的一对臂24 (图9、 10、 11)。每对臂24的第二未端部分通过插在 轴线A和相对的叶片6的未端部分10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10、 12、 1丄)，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，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面板33上，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10)。
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4交接到盘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、并由相应的附件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。
更具体地，中间部分36具有与底座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，并具有沿轴线B的各自的中心。
销钉35的中间部分36与相对的底座37由此形成了各自的铰接，其允 许叶片6相对于盘15围绕轴线B旋转。
每个叶片的正面12和背面13均具有靠近未端10的孔38 (图l到3), 并装配在相对的销4丁 35的相对端。
当沿垂直于前缘8和后缘9的平面剖开时(图5 ),根部分14a有利的具 有相对于翼弦P不对称的轮廓G,翼弦P结合前缘8和后缘9。
通过不对称的轮廓G的设计，在叶片6上产生的升力方面以及因而由尾 旋翼3传递扭矩到机身2方面，根部分14a起到主导作用。
更具体地，正面12和背面13沿着根部分14a和中间部分以及未端部分 14b， 14c在前缘8处叠合，在后缘9处通过^r利的边缘结合。
背面13在根部分14a处是凸形的，而正面12则具有靠近后缘9的凹形 的第一部分41,和插在部分41和前缘8之间的凸起的第二部分42 (图5)。
在每个垂直于前缘8和后缘9的截面中，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(图3、 4、 5 )。
参照轮廓G,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处的未端部分P2。更具体地，在靠近后缘9部分41插在未端部分P2 和背面13之间(图5)。
更具体地，轮廓G是在根部分14a靠近未端10的截面处获得的。
在根部分14a处正面12距离背面13最远的点在图1至4中由部分43 指出。
在图6和7中，中间部分14b和未端部分l化的截面在垂直于后缘9、背面13和表面12的各自的平面内均是凸形的(图6和7 )。
在图6和7的叶片6的截面中，翼弦P插在背面13和正面12之间。 在垂直于后缘9的平面中，每个叶片6的截面上，从前缘8到后缘9正
面12和背面13首先分离然后会聚(图5至7)。
如图8中所示，在前缘8和后缘9之间叶片6的中间纵向平面内，正面
12和背面13在根部分14a处会聚，在中间部分14b保持恒定的分开距离，
并在未端部分14c处会聚。
叶片6的翼弦P的长度，即前缘8和后缘9之间的距离，垂直于后缘9
进行测量时该长度在中间部分14b是恒定的。
如图5到7中所示，从未端10到未端11,翼弦P的斜度相对于垂直前
缘8和后缘9的固定轴线是变化的。更具体地，参考图5到7，固定轴线是
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7)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 的点的轨迹呈弯曲的轮廓，而不是处于一个平面内。
在未端10处，从前缘8到后缘9，正面12和背面13各自包括位于相对 于后缘9倾斜的同一平面内的第一部分45;围绕各自的孔38的各自的弯曲 的第二部分46;以及位于相对于部分45的平面倾斜的同一平面内的各自的 第三部分47。
部分45相对于轴线B对称地延伸(图4和13，左方)，而部分47相对 于轴线B不对称。
未端IO和轴线A之间的距离有利的范围是在未端11的点和轴线A之间 的最大距离的10%到25%之间。
未端IO和轴线A之间的距离优选的范围是未端11的点和轴线A的最大 距离的10°/。到23%之间。
在实际应用中，轴5围绕轴线A旋转以便转动桨毂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，该平移被传递到系杆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围绕轴线B旋转。
当叶片旋转时，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，并且销钉35相对于相对的附件17的底座 37围绕相对的轴线B旋转。
在正常操作尾旋翼3期间，叶片6的根部分14a上产生显著的升力。
因此在从尾旋翼3将力传递到尾翼以及传递扭矩到机身2方面，叶片6 的根部分"a起到主导作用。
根据上述说明将可清楚本发明的尾旋翼3的优点。
具体地说，由于这样的设计，在气流和叶片6之间交换的气动力方面， 以及因此由尾旋翼3传递到直升飞机1的机身2的扭矩方面，叶片6的根部 分14a起到主导作用。
更具体地，申请人已经注意到为了产生升力，根部分14a的设计离轴线 A的距离范围在叶片6的总径向尺寸的10%到20%之间。换句话说，对于给定 的雷诺数，根部分14a的设计提高了叶片6的升力系数。
因而对于给定的尾旋翼3的总径向尺寸，叶片6为尾旋翼3提供了最大 的气动效率。
此外，因为在叶片6特别靠近轴线A的截面处也产生升力，对于由尾旋 翼3产生的给定的回复力矩，由尾旋翼3的控制元件上的弯矩造成的应力大 大减少了。
换句话说，对于给定的由尾旋翼3产生的回复力矩，以及因此叶片6上 给定的升力的合力，根部分14a的设计使得该合力的作用点接近轴线A。
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，可对尾旋翼3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，该尾旋翼(3)包括围绕旋转轴线(A)旋转的轴(5)，至少两个沿与所述旋转轴线(A)交叉的相对的纵向轴线(B)延伸的叶片(6)，以及用于将所述轴(5)连接到所述叶片(6)的桨毂(7)，每个叶片(6)依次包括彼此相对并沿相对的纵向轴线(B)延长的前缘(8)和后缘(9)，在应用中所述后缘(9)在所述前缘(8)后与气流相互作用；彼此相对并在所述前缘(8)和所述后缘(9)之间延伸的第一和第二表面(12、13)；相对于所述叶片(6)的旋转轴线(A)的径向的内部第一未端(10)；与所述径向的内部第一未端(10)相对的径向的外部第二未端(11)；以及包括所述径向的内部第一未端(10)并且与所述径向的外部第二未端(11)沿所述纵向方向(B)隔开的根部分(14a)，当从垂直于所述前缘(8)或所述后缘(9)的平面剖开所述根部分(14a)时，所述根部分(14a)包括相对于在所述平面内结合所述前缘(8)和所述后缘(9)的翼弦(P)不对称的轮廓(G)，其特征在于，定位所述叶片的第一未端(10)的点离所述旋转轴线(A)的距离范围在所述旋转轴线(A)和所述叶片(6)的所述第二未端(11)的点之间的最大距离的10％到25％之间。
2、 如权利要求1所述的尾旋翼，其特征在于，所述桨毂(7)限定用于 绕各自所述纵向轴线(B)转动所述叶片(6)以改变所述叶片(6)相对于 气流的迎角的控制装置(25、 20、 35、 36)，所述控制装置(25、 20、 35、 36)至少部分地安置在所述叶片(6)的各自的所述冲艮部分U4a)内。
3、 如权利要求2所述的尾旋翼，其特征在于，所述控制装置(25、 20、 35、 36 )至少包括平行于所述旋转轴线(A)可移动的致动器(25);至少两对与各自叶片(6 )组成整体的并功能性地连接到所述致动器(25 ) 的盘(20),以便围绕各自的纵向轴线(B)转动；以及两个绕各自的所述纵向轴线(B)转动的销钉(35 )，该销钉与各自的成对盘(20)组成整体，并且每个具有延伸到所述根部分(14a)内部的各自 部分(36 )。
4、 如权利要求1所述的尾旋翼，其特征在于，在所述根部分(14a )处， 每个叶片(6)的所述第一和第二表面(12, 13)在所述前缘(8)处叠合。
5、 如权利要求1所述的尾旋翼，其特征在于，在所述根部分(14a )处， 每个叶片(6)的所述第一和第二表面(12, 13)在所述后缘(9)处明显地结合。
6、 如权利要求1所述的尾旋翼，其特征在于，所述每个叶片(6)的第 二表面(13)在所述根部分(14a)处是凸形的。
7、 如权利要求1所述的尾旋翼，其特征在于，所述每个叶片(6 )的第 一表面(12)在所述根部分(14a)处是部分凹形和部分凸形的。
8、 如权利要求1所述的尾旋翼，其特征在于，所述每个叶片(6)的翼 弦(P)包括插在第一和第二表面(12, 13)之间的主要部分(Pi),其特征 在于所述第一和第二表面(12, 13)中的一个(12)插在所述翼弦(P)的 未端部分(P2)和所述第一和第二表面(12, 13)中的另一表面(13)之间。
9、 如权利要求8所述的尾旋翼，其特征在于，所述每个叶片(6)的所 述翼弦(P)的末端部分(P2)定位在所述后缘(9)侧上。
10、 如权利要求8所述的尾旋翼，其特征在于，所述定位在所述后缘(9 ) 侧上的每个叶片(6)的所述第一表面(12)的未端部分插在所述翼弦(P) 未端部分(P2)和所述第二表面(13)之间。
11、 如权利要求7所述的尾旋翼，其特征在于，从所述后缘(9)到所 述前缘(8 ),每个叶片(6 )的所述第一表面(12 )在所述根部分(14a )处 包括凸形部分(41)和凹形部分(42 )。
12、 如权利要求1所述的尾旋翼，其特征在于，限定每个叶片(6)的 所述第一表面(12)的所述轮廓(G)的点，比限定所述第二表面(13)的 相对应的点距离所述翼弦(P)更远。
13、 如权利要求1所述的尾旋翼，其特征在于，所述每个叶片(6)包括依次包括所述径向的外部第二未端(11)的未端部分(14c);和 沿所述纵向轴线(B)在所述根部分(14a)和所述未端部分(14c)之 间插入的中间部分(14b)，每个叶片(6)的所述中间部分(14b)与所述第一和第二未端(10, 11) 隔开，所述前缘(8)和所述后缘(9)之间的距离在所述中间部分(14b) 处是恒定的，所述翼弦(P)的长度在所述中间部分(14b)处是恒定的。
14、 如权利要求1所述的尾旋翼，其特征在于，从所述前缘(8)到所 述后缘(9),在所述第一未端(10)处每个叶片(6)的所述第一和第二表 面(12， 13)包括位于相对于所述后缘(9)倾斜的同一平面内的各自的第一部分(45); 各自的弯曲的第二部分(46);以及位于相对于所述第一部分(45 )的平面倾斜的同一平面内的各自的第三 部分(47)。
15、 一种直升飞机，包括如权利要求1所述尾旋翼(3)和尾翼；其特 征在于，所述第二表面(13)插在所述尾翼和所述第一表面(12)之间。
全文摘要
用于直升飞机的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。叶片还具有两个彼此相对并在前缘和后缘之间延伸的表面；以及从径向的内部第一末端相对于叶片旋转轴线A向与第一末端相对的第二末端延伸的根部分。当从垂直于前缘和后缘的平面剖开根部分一时，根部分具有相对于结合前缘和后缘的翼弦P不对称的轮廓G。
文档编号B64C27/32GK101585412SQ200910149770
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, 阿兰·布罗克尔赫斯特 申请人:阿古斯塔公司