一种用于直升飞机反扭矩装置的桨叶的制作方法
【专利摘要】一种用于直升飞机的反扭矩装置的桨叶(1)，且所述装置包括涵道旋翼(13)，而所述桨叶(1)包括不同的部段组件、前缘(2)和后缘(3)，其中，该桨叶包括：至少两个部段(5)和(6)的组件；各翼型的积迭线(4)，该积迭线在从翼型的前缘(2)开始位于翼弦(C)的25％至50％范围中的距离处延伸，所述积迭线(4)在桨叶(1)的平面中具有曲线形状，该曲线从桨叶的根部(5)至端部(6)连续地具有后掠、前掠以及最后后掠；以及翼弦(C)，该翼弦在至少端部翼型(1a)上、朝桨叶(1)的部段(6)行进时变得较大，以达到端部翼弦值，该端部翼弦值小于或等于桨叶(1)的根部(5)的参照翼弦(Cref)的1.6倍。
【专利说明】一种用于直升飞机反扭矩装置的桨叶
[0001] 本申请是2011年12月14日提交的、名称为"一种用于直升飞机反扭矩装置的桨 叶"、第201110437678. 2号发明专利申请的分案申请，要求2010年12月15日提交的法国 专利申请第1004891号的优先权。
【技术领域】
[0002] 本申请从2010年12月15日提交的法国专利申请FR10/04891中得到，本文以参 见的方式引入该申请的内容。
[0003] 本发明涉及用于旋翼飞行器、尤其是用于直升飞机的反扭矩旋翼的总体技术领 域。更确切地说，本发明涉及涵道尾桨反扭矩装置的【技术领域】，该反扭矩装置具有藉由相位 调整而成角度分布的桨叶，并且具体用于直升飞机。这些反扭矩装置与非涵道的传统反扭 矩旋翼不同，而非涵道的传统反扭矩旋翼并不构成本发明的主题。
[0004] 本发明具体涉及上述反扭矩装置，该反扭矩装置还称作" Fenestronli (涵道尾 桨）"装置，其中具有固定翼型叶片的导流定子在气流通道或"涵道"中位于反扭矩旋翼下 游。
【背景技术】
[0005] 具体从FR2719549中已知这些反扭矩装置，该文献描述了用于成角度地分布旋翼 桨叶的关系，以尽可能有效地在整个频谱上分布声能，这考虑连接桨叶的机械局限性。该文 献中的附图示出桨叶具有在平面图上基本上呈矩形的形状。此外，为了避免旋翼桨叶中任 何一个的尾流与导流叶片的任何一个之间的相互作用在叶片的整个翼展上同时发生，以非 径向方式来设置导流叶片。借助示例，叶片中的每个相对于径向方向倾斜较佳地位于Γ至 25°范围中的角度，从通道的朝向其周缘的轴线行进，并且沿与旋翼旋转方向相反的方向 倾斜。此种构造有利于吸收作为旋翼旋转的反应而在中心本体上所施加的扭矩，该中心本 体基本上共轴地位于通道中并且包含用于驱动旋翼的部件以及用于控制桨叶总距的部件。 然后，所吸收的扭矩可由位于通道中的叶片所承受。
[0006] 从文献WO 2006/110156中还已知设有曲线桨叶的涵道反扭矩装置。该文献披露 了结合有导流叶片的曲线桨叶，这曲线桨叶径向地且横向地偏移，以减小所述桨叶和所述 叶片之间的相互作用噪声。所描述桨叶中的每个具有带有单个曲线的几何形状。包括此种 桨叶以及此种叶片构造的反扭矩装置无法显著地改进其性能来接近传统反扭矩旋翼的性 能。
[0007] 文献US 2004/0022635或WO 2004/011330描述了遵循自然波模式的凹/凸螺旋 桨桨叶的构造。此种叶片的前缘具有接续有凸部段的凹部段。前缘和后缘是倒圆的，以促 使围绕相关表面形成合适的流体流，并且限制旋涡的形成，从而限制气动阻力。如下文所 述，通过根据正弦曲线的或者与代表每个桨叶前缘的曲线相切的函数来对翼面进行建模而 获得最佳结果，而由于并未限定幅值，因而这是近似的。然而，具有此种几何形状的桨叶显 然不适合用于改进涵道反扭矩装置的性能。换言之，每个桨叶的定义并不具有用于满足为 制造旋翼飞行器的涵道尾桨反扭矩装置所需的严格工业要求的所需特征。
[0008] 此外，所述文献US 2004/0022635的附图示出桨叶具有比所述桨叶的最大翼弦小 的端部翼弦。
[0009] 文献EP 0 332 492描述了用于高性能涵道螺旋桨的桨叶，其空气动力学的主动 部分具有矩形形状。该桨叶的最大弯度从基本上〇增大至基本上0.04。该桨叶的相对最大 厚度从基本上13. 5%减小至基本上9. 5%。
[0010] 文献EP 2 085 310描述涵道反扭矩旋翼，其中使以频率FE发出的以及以频率FP 所察觉的噪声最小化。在该旋翼中，气流导流定子位于所述旋翼（13)的桨叶通路之后。
[0011] 文献WO 2009/54815描述了轴流风扇桨叶，这些轴线风扇桨叶具有带有波纹的翼 面，而这些波纹引起抽吸和压力。这些波纹还增大桨叶的硬度。在附图中，桨叶是扩张的， 从它们的根部行进至它们的自由端部。
[0012] 文献GB 212018描述了由单件金属所制成的螺旋桨。
【发明内容】
[0013] 因此，本发明的一个目的是提出具有新的成型三维几何形状的桨叶，该几何形状 应用预定扭转关系而相对于扭转线扭转，这可提供具体用于直升飞行器的涵道反扭矩装 置，并且该反扭矩装置并不具有上述局限性。
[0014] 本发明的目的还可提出用于桨叶的三维几何形状，而该桨叶用于制造直升飞行器 的涵道反扭矩装置，其中与已知的涵道反扭矩装置相比，反扭矩力方面的效率有所改进。
[0015] 本发明的另一目的试图提出改进反扭矩力方面性能的涵道反扭矩装置，同时并不 使涵道反扭矩装置所具有的声发射和安全性方面的改进退化。
[0016] 本发明的目的借助一种用于旋翼飞行器的尾部反扭矩装置的桨叶来实现，所述装 置包括涵道旋翼，所述成型桨叶具有三维几何形状，且该三维几何形状由在桨叶的前缘和 后缘之间延伸的不同翼型部段所限定，并且由桨叶的根部段和端部段径向限定；至少两个 翼型部段沿积迭线具有不同翼弦值，且该积迭线从根部段延伸至端部段，该桨叶被扭转，其 中该桨叶包括翼型部段的积迭线和平面延伸表面的扭转线，该积迭线在扭转之前限定平面 延伸表面，该平面延伸表面从根部段至端部段径向地限定，该扭转线由预定扭转关系所限 定，而所述积迭线在离前缘的位于翼弦的25%至50%的范围中的距离处延伸，并且在平面 延伸表面上具有一曲线，该曲线从根部段连续地包括如下方面：第一后掠；前掠；以及最后 的行进至端部段的最后后掠；翼型的所述根部段，该根部段具有小于翼型部段的端部段翼 弦的翼弦，且该翼弦部段的所述翼弦从根部段朝端部段行进而变得较大，该端部段具有等 于或小于根部段的参照翼弦1. 6倍的翼弦。
[0017] 可观察到，术语"翼型部段"指代与桨叶的平面横截面相对应的整个表面，所述横 截面与桨距轴线（下文进行描述）以及具有翼型形状的所述部段的轮廓相交。
[0018] 在根据本发明桨叶的一实施例中，部段的相对厚度沿从桨叶根部段朝向桨叶端部 段行进的径向方向逐渐减小，使得端部段具有9%至6%、较佳的是6. 9%量值的相对厚度。
[0019] 另一方面，根部段的相对厚度位于9%至14%的范围中，并且较佳地等于12%。
[0020] 在根据本发明桨叶的一实施例中，桨叶端部处的最大翼弦C达到参照翼弦(；#乘 以因子a。的数值，该因子比1大并且尤其大于或等于I. 1并且小于或等于1. 6。
[0021] 在根据本发明桨叶的一实施例中，因子a。等于I. 38。
[0022] 在根据本发明桨叶的一实施例中，积迭线从翼型前缘延伸30 %翼弦的距离。
[0023] 在根据本发明桨叶的一实施例中，桨叶沿积迭线包括一组六个不同的翼型部段。
[0024] 在根据本发明桨叶的一实施例中，前缘从翼型的根部段至翼型的端部段连续地具 有凹的然后凸的形状。
[0025] 在根据本发明桨叶的一实施例中，翼弦根据以下类型的关系而改变：
[0026] C (r) = Cref，如果 k < r < bc X Rmax
[0027] 以及
【权利要求】
1. 一种用于旋翼飞行器的尾部反扭矩装置（10)的桨叶（1)，所述装置包括涵道旋翼 (13)，所述桨叶（1)具有三维几何形状，且所述三维几何形状由在所述桨叶（1)的前缘（2) 和后缘（3)之间延伸的不同翼型部段所限定，并且由所述桨叶（1)的根部段（5)和端部段 (6)径向限定；至少两个翼型部段（la-lf)沿积迭线（4)具有不同翼弦值（C)，且所述积迭 线⑷从所述根部段（5)延伸至所述端部段（6)，所述桨叶⑴被扭转，其中所述桨叶（1) 包括所述翼型部段（la-lf)的积迭线（4)和平面延伸表面的扭转线，所述积迭线在扭转之 前限定平面延伸表面，且所述平面延伸表面从所述根部段（5)至所述端部段（6)径向地限 定，所述扭转线由预定扭转关系所限定，而所述积迭线（4)在离所述前缘（2)的位于所述翼 弦（C)的25%至50%的范围中的距离处延伸，并且在所述平面延伸表面上具有一曲线，所 述曲线从所述根部段（5)连续地包括如下方面：第一后掠（7);前掠（8);以及最后的行进 至所述端部段（6)的最后后掠（9);翼型（la)的所述根部段（5)，所述根部段具有小于翼型 部段（If)的所述端部段（6)的翼弦（C)的翼弦（C)，且所述翼弦部段的所述翼弦（C)从所 述根部段（5)朝所述端部段（6)行进而变得较大，所述端部段（6)具有等于或小于所述根 部段（5)的参照翼弦（C,rf) 1. 6倍的翼弦（C); 其中，所述积迭线（4)使相对于反扭矩装置（10)的径向方向所描绘的并且由如下多项 式所给出的曲线：
YAC是所述翼型部段的积迭线在半径r处的位置；以及 ae、be、以及ce是第一、第二以及第三预定数值。
2. 如权利要求1所述的桨叶（1)，其特征在于，所述翼型部段具有从所述翼型（la)的 齿部段朝所述端部段（6)而沿径向方向逐渐减小的相对厚度，以在翼型（If)的9%至6% 范围内的端部段处具有相对厚度。
3. 如权利要求1所述的桨叶（1)，其特征在于，翼型（la)9%至14%范围内的所述根部 段（5)具有相对厚度。
4. 如权利要求1所述的桨叶（1)，其特征在于，所述桨叶（1)的端部段（6)处的最大翼 弦（C)达到参照翼弦（CMf)乘以因子a。的数值，所述因子比一大并且小于或等于1.6。
5. 如权利要求4所述的桨叶（1)，其特征在于，所述因子a。等于1. 38。
6. 如权利要求1所述的桨叶（1)，其特征在于，所述扭转线与所述积迭线（4)相对应。
7. 如权利要求1所述的桨叶（1)，其特征在于，所述积迭线（4)具有如下形状：所述形 状具有由三次多项式所给出的曲线，且所述积迭线（4)在从所述翼型部段（la-lf)的前缘 (2)开始的所述翼弦（C)的30%距离处延伸。
8. 如权利要求1所述的桨叶（1)，其特征在于，所述桨叶（1)沿所述积迭线（4)具有六 个不同的翼型部段（la-lf)的组件。
9. 如权利要求1所述的桨叶（1)，其特征在于，所述前缘（2)从翼型的所述根部段（5) 至翼型的所述端部段（6)连续地具有凹的然后凸的形状。
10. 如权利要求1所述的桨叶（1)，其特征在于，所述翼弦（C)具有变化关系，使得对于 翼型当前部段的半径r的翼弦（C)的数值C(r)由如下公式给出：
其中： k是具有翼型的齿部段（5)的半径， R_指代具有翼型的所述端部段（6)的最大半径， (：_指代所述端部段（6)的所述翼弦（C)，等于（ac;XCMf)，其中， X指代乘号，以及 b。和n指代第一和第二预定常量。
11. 如权利要求10所述的桨叶（1)，其特征在于，所述第一常量b。位于0到1的范围 中。
12. 如权利要求11所述的桨叶（1)，其特征在于，所述第一常量b。是0. 68。
13. 如权利要求10所述的桨叶（1)，其特征在于，所述第二常量n位于1到5的范围中。
14. 如权利要求13所述的桨叶（1)，其特征在于，所述第二常量n是1.7。
15. 如权利要求1所述的桨叶（1)，其特征在于，将所述第一、所述第二和所述第三数值 ae、be、以及选定成获得积迭线（4)，所述积迭线以在所述桨叶⑴的几何桨距轴线的任一 侧上是基本上相同的分布延伸，以平衡作用在所述桨叶（1)上的静态桨距控制力矩。
16. 如权利要求1所述的桨叶（1)，其特征在于，所述第一数值a6是-2. 5681，所述第二 数值\是+3. 9238,所述第三数值c6是+1. 3558。 17?-种反扭矩装置（10)，包括整流罩（11)，所述整流罩（11)限定气流通道（12)，所 述气流通道具有放置在其中的旋翼（13)以及用于驱动所述旋翼（13)的驱动部件和用于调 整所述桨叶（1)的桨距的调整部件，其中所述旋翼（13)设有如权利要求1所述的桨叶（1)。
18.如权利要17所述的装置（10)，其特征在于，所述装置（10)包括在所述旋翼（13) 的桨叶的桨叶通路（15)下游的气流导流定子，且所述导流定子设有成型叶片（14)。
【文档编号】B64C27/467GK104477380SQ201410557017
【公开日】2015年4月1日 申请日期:2011年12月14日 优先权日:2010年12月15日
【发明者】M·简韦斯, B·格拉斯勒, S·芬克, L·苏得瑞 申请人:空客直升机