其构造适用在进场飞行期间声学改进及在悬停飞行和向前飞行时性能改进的飞行器转子叶片的制作方法

本申请要求2015年12月21日提交的FR 15 02660的权益，其公开内容通过引用全部并入本文。

技术领域

本发明涉及产生升力的翼型表面的领域，且更具体地涉及形成旋翼的翼型表面的领域。

本发明涉及用于旋翼飞行器转子的叶片以及涉及具有至少两个此类叶片的转子。更具体地讲，叶片是旨在用于主转子的，该主转子为旋翼飞行器提供升力并且还可能提供推进力。

常规地，叶片沿着其翼展从紧固到转子的旋转轮毂的第一端部纵向延伸到被称为其“自由”端部的第二端部。相对于转子，可以理解，叶片在翼展方向上从第一端部朝向第二端部径向地延伸。此外，叶片沿着桨叶弦从叶片的前缘横向延伸到后缘。

因此，叶片由转子的旋转轮毂驱动旋转。因而，轮毂的旋转轴线对应于叶片的旋转轴线。

第一端部在下文中总地由术语“叶片起点”指代，而自由的第二端部由术语“叶片末端”指代。

在操作中，转子的每个叶片承受空气动力，特别是承受在转子的旋转运动期间的空气动力升力，该力用于为飞行器提供升力，或者实际上提供推进力。

为此，叶片具有位于叶片起点和叶片末端之间的翼型部分。该翼型部分由沿着翼展方向的一系列翼型轮廓构成，这些翼型轮廓通常在下文中简称为“轮廓”。每个轮廓位于大致垂直于翼展方向的横向平面中，并且其限定了布置在翼型部分的起点和叶片末端之间的叶片节段。翼型部分提供叶片的基本上所有的升力。

叶片起点和翼型部分起点之间的过渡区的形状通常受到由制造约束条件和关于叶片的结构约束条件的影响。在叶片起点和翼型部分起点之间的这种过渡区可以由术语“叶片根部”指代，且其空气动力学性能比翼型部分的空气动力学性能小得多。因此，翼型部分的起点位于叶片起点和在叶片根部附近的叶片末端之间。然而，该过渡区可以产生一些升力。此外，然而，该过渡区(其位于转子轮毂附近)将对叶片的总升力提供一些贡献，而与其空气动力学形状无关。

例如，在翼型部分中的叶片节段的轮廓特征在于薄型后缘，理想地是零厚度，然而在叶片起点附近的后缘以及在叶片起点和翼型部分起点之间过渡区附近的后缘是厚的，且可能为圆角的。

旋翼飞行器呈现既能够在巡航飞行期间以大前进速度飞行又能够在非常低的前进速度下飞行的优点，并且其还能够执行悬停飞行。因此，旋翼飞行器呈现能够降落在小面积区域上的优点，并且因此例如更靠近居住区域降落或者降落甲板或垫板上。

然而，在高速向前飞行要求叶片具有与在低速下向前飞行和悬停飞行需要的空气动力学特征不同或者甚至不利的空气动力学特征。

同样，叶片的空气动力学特征也影响叶片产生的噪声。因为临近居住区域，此类噪声可在进场和着陆阶段造成问题。此外，严格的声学认证标准规定了旋翼飞机需要遵守的声级。

对于翼型轮廓的预定选择，在高速向前飞行期间和在悬停飞行期间对叶片空气动力学性能以及另外对叶片的声学特征有影响的叶片的几何特性具体是由叶片节段的翼型轮廓的翼弦，由叶片的扫掠以及由叶片的扭转构成。

应当记得，翼弦是叶片节段的轮廓的前缘和后缘之间的距离。该翼弦可能沿着叶片的翼展变化。术语“梯形度”通常用于指示沿着叶片的翼展行进的翼弦的减少，然而该术语还可以指示沿着叶片翼展的翼弦增加。

扫掠可以被定义为由叶片的前缘与叶片的特定轴线形成的角度。按照惯例，在具有向前扫掠的区域中，前缘相对于叶片轴线形成扫掠角，其在转子的旋转方向上是正的，而在具有向后扫掠的区域中，前缘相对于叶片轴线形成反向的扫掠角。叶片轴线基本上与叶片的航向倾角或顺浆轴线重合。

叶片的扭转包括沿着叶片的翼展改变叶片节段轮廓的设定。术语“设定”指示相对于叶片的参考平面在叶片节段的每个轮廓的翼弦之间形成的角度，且该角度被称为“扭转”角度。以举例方式，参考平面可为垂直于叶片的旋转轴线并包括所述叶片轴线的平面。

术语“扭转关系”指示扭转角沿着叶片的翼展如何变化。以常规方式，当叶片的节段轮廓的前缘低于参考平面时扭转测量为反向。

背景技术：

已知有效的解决方案以独立地改进针对高速向前飞行的叶片性能和针对悬停飞行的叶片性能，以及在进场阶段期间叶片的声学性能。

例如，改进针对悬停飞行的叶片的空气动力学性能的特征在于减少由叶片汲取的功率以不改变转子升力。这种改进可以通过对叶片形状的被动改变，特别是通过增加其扭转来获得。

叶片扭转的适当增加使得升力能够更均匀地分布在叶片的整个表面区域上并且因此使得在转子的整个表面区域上更均匀地分布，从而使得可以减少在悬停飞行时由转子的每个叶片吸收的功率。应当注意，增加扭转包括相对于参考平面降低前缘，并且这样做，由于作为翼展的函数的空气流的圆周速度的变化，朝向叶片末端比朝向叶片起点更多。在悬停飞行时叶片的空气动力学性能特别地通过使沿着叶片翼展诱导的速度以这种方式更均匀而增加。

然而，当旋翼飞行器以高速行进时，大量的叶片扭转可以导致叶片末端具有负升力(即产生与重力相同方向的升力)，该负升力用于本领域技术人员已知为“前进”叶片的、处在方位角位置的叶片。因此，叶片的空气动力学性能在向前飞行时降低。此外，叶片经受的空气动力学负载水平以及振动的水平在向前飞行期间同样极大地增加。

在叶片末端处添加二面角还用于改进在悬停飞行时叶片的空气动力学性能。二面角由在向上或向下倾斜的叶片末端处的叶片表面形成。在悬停飞行时，二面角用于确保由任何一个叶片产生的末端涡流减少对转子的随后叶片的影响。然而，此类二面角可导致在向前飞行时叶片空气动力学性能的降低，并且导致振动的增加。

此外，改进在向前飞行时叶片的空气动力学性能特征在于，针对给定升力和向前速度减少由转子的每个叶片消耗的功率。这种改进可通过对叶片形状的被动修改而获得，特别是通过沿着叶片的翼展修改其翼弦和/或通过降低其扭转来获得。

例如，叶片的节段的轮廓的翼弦从叶片起点沿着翼展增加，然后在到达叶片末端之前降低。该叶片被称为“双锥形”叶片。文档EP 0 842 846描述了一种双锥形叶片，其中最大翼弦位于距叶片旋转轴线处于叶片总翼展60％至90％的范围内的距离处。

然而，使用双锥形叶片常常在进场飞行期间导致噪声增加，因为由每个叶片发出的并随后冲击每个叶片的涡流的强度增加了。与具有相同扭转和相同“叶片实度”的叶片相比，使用此类双锥形还导致在悬停飞行时性能降低，术语“叶片实度”指示从转子盘上方看来转子的叶片占据的总面积的比率，即在旋转通过一圈时由转子的叶片扫掠的区域。

此外，并且按照上述内容，降低叶片的扭转引起在前进叶片侧面上的叶片末端处的空气动力学迎角的增加。因此，非扭转叶片末端的仰角在前进叶片侧上更靠近零，因此首先用于减少在前进叶片侧上的叶片末端处的反向升力，并且同时减少局部阻力，特别是与冲击波的出现相关联的阻力。

相比之下，减少在叶片端部处的扭转引起叶片在后退叶片侧的失速裕度减少。此外，如上所述，叶片扭转的这种减少在悬停飞行时是不利的。

文档US 7 252 479和EP 0 565 413描述了一种适用于高速向前飞行的叶片，其结合具有扭转关系的双锥形叶片。

最后，在进场飞行期间在叶片的声学性能上的改进特征可在于减少由叶片和由转子的前叶片产生的空气涡流之间相互作用而产生的噪声。这种改进可通过对叶片形状的被动修改，特别是通过沿着其翼展修改其扫掠来获得。

以举例的方式，如文档EP 1 557 354，US 2012/0251326和US 6 116 857中所描述的，具有向前扫掠的第一区域和向后扫掠的第二区域的叶片避免了在这些第一区域和第二区域中的叶片的前缘平行于由前叶片发出的涡流线。因此，此类叶片可以限制在叶片和这些涡流之间的相互作用，例如，减少与叶片和涡流之间的相互作用相关联的脉冲噪声的强度，并因此限制噪声的出现。

此外，具有两个扫掠的叶片还可包括在向后扫掠的第二区域中的锥形，其也用于减少在飞行中产生的噪声水平。具体地，对于给定的轮廓，叶片的厚度随着缩短翼弦而降低，从而降低所谓的“厚度”噪声的出现。同样地，因为叶片的面积由于其锥形而减少，其升力也被修改，这可以减少所谓的“负载”噪声的出现。

还可对叶片末端处的空气动力负载起作用，以修改叶片发出的涡流，以及因而减少叶片的噪声水平。为此目的，修改用于在扭转上的变化和在叶片第二轮廓的翼弦的变化关系。然而，此类变化与关于悬停飞行或向前飞行的上述优化不兼容。

此外，与叶片的形状无关地，还可修改叶片的旋转速度或者实际上采用被称为“最小噪声进场飞行路径”的飞行器的具体进场飞行路径，以减少由飞行器叶片辐射到地面的噪声。

然而，修改叶片的旋转速度使得动态平衡叶片的工作更复杂。此外，叶片的旋转速度的减少可具体导致在叶片端部处的空气动力学失速的增加，并且因此导致叶片的动态控制力的增加。

还可将具有叶片节段轮廓的翼弦上的变化的两个扫掠与适用于悬停飞行或适向前飞行的扭转关系组合应用。因此，文档EP 1 557 354和US 2012/0251326描述了适用于悬停飞行同时还能够在进场飞行期间减少所产生噪声的叶片。同样地，文档EP 0 842 846描述了一种适用于在高速下向前飞行并且能够在进场飞行期间限制噪声的叶片。

然而，此类叶片的空气动力学性能没有针对叶片不适用的飞行阶段进行优化。显著减少由叶片发出的噪声在任何情况下被给定优先级，并且叶片的空气动力学性能可以在飞行的某些阶段期间降低。该降低特别是由于缺少叶片的扭转刚度和/或弯曲刚度，该叶片然后可以在其经受的空气动力学力和惯性力下变形。

相比之下，针对高速向前飞行优化叶片轮廓是不同的，并且似乎不利于优化用于悬停飞行的那些轮廓。针对悬停飞行和针对高速向前飞行优化轮廓实现起来很复杂，因为叶片遇到的空气动力学条件不同。此外，在转子旋转期间，叶片的位置相对于空气流在前进和后退之间交替，由此增加在叶片遇到的空气动力学条件之间的差异。

最后，2011年9月发表在加拉拉泰(Gallarate)(意大利)的“欧洲旋翼飞机论坛(European Rotorcraft Forum)”名称为“使用辅助替代模因算法在向前飞行条件中的多对象-多点转子叶片优化(surrogate-assisted memetic algorithm)”的文档比较了优化在向前飞行时叶片的若干方法。叶片可仅具有扭转关系，或者其可呈现用于变化翼弦和扫掠的关系组合，或者实际上它可以呈现用于变化扭转、翼弦和扫掠的关系组合。

技术实现要素：

本发明的一个目的是克服上述限制并且提出一种叶片，其改进在向前飞行和悬停飞行时叶片的空气动力学性能，并且还能够减少在进场飞行期间由叶片发出的噪声。本发明还涉及用于具有至少两个此类叶片的旋翼飞行器的转子。

因此，本发明提供一种用于旋翼飞行器的叶片，所述叶片用于绕旋转轴线A旋转，所述叶片首先沿着叶片轴线在适用于连接到转子的轮毂的叶片起点和位于叶片的自由端部处的叶片末端之间延伸，且其次沿着大致垂直于叶片轴线B的横向轴线T在前缘和后缘之间延伸，所述叶片包括位于叶片起点和叶片末端之间的翼型部分，所述翼型部分由一系列翼型轮廓构成，每个翼型轮廓位于基本上垂直于叶片轴线B并限定叶片的节段的横向平面中，叶片末端位于距旋转轴线A等于转子半径R的距离处，在横向平面中的前缘和后缘之间的最大距离构成用于叶片的每个翼型轮廓的翼弦c，平均翼弦为在翼弦部分上方的翼弦c的平均值，第一向前方向限定为从后缘到前缘，而第二向后方向限定为从前缘到所述后缘。

平均翼弦由应用下式的叶片的每个节段轮廓的半径平方r²加权优选限定：

其中L(r)是叶片的轮廓的局部翼弦的长度，所述局部轮廓位于距旋转轴线A半径r处，R₀为翼型部分的起点(3)的半径，而R是叶片末端的半径。

然而，平均翼弦可以通过在叶片的所有翼型部分上方的叶片节段的翼弦c的算术平均来定义。

本发明的这种叶片显著特点在于，其呈现用于在其翼弦和在其扭转中的变化的关系的组合，扭转由在叶片的翼型轮廓之间的角变化形成，所述翼弦在翼型部分的起点和位于距旋转轴线A的第一距离(其处于0.6R至0.9R范围内)处的第一节段S1之间增加，所述翼弦降低超出第一节段S1，并且叶片的节段的轮廓的扭转在位于距所述旋转轴线A的第二距离(其处于0.3R至0.4R范围内)处的第二节段S2和叶片末端之间降低，扭转的第一梯度在第二节段S2与位于距旋转轴线A第三距离(其处于0.4R到0.6R范围内)处的第三节段S3之间处于-25°/R至-4°/R范围内，扭转的第二梯度范围在第三节段S3和位于距旋转轴线A第四距离(其处于0.65R至0.85R范围内)处的第四节段S4之间处于-25°/R到-4°/R范围内，扭转的第三梯度在第四节段S4和位于距旋转轴线A第五距离(其处于0.85R至0.95R范围内)处的第五节段S5之间处于在-16°/R至-4°/R范围内，扭转的第四梯度在第五区段S5和叶片末端之间处于范围-16°/R至0°/R内。

本发明的这种叶片优选地用于主转子，其为旋翼飞行器提供升力以及还可提供推进力。叶片的旋转轴线A对应于转子的轮毂的旋转轴线。

当叶片围绕轴线A旋转时，叶片的翼型部分提供了来自叶片的升力的主要部分。该翼型部分的起点具体地特征在于薄型后缘，而在叶片起点和翼型部分起点之间，后缘是厚的或者甚至是圆形的。因此，该翼型部分的起点通常与叶片起点不同，并且在叶片起点附近处位于在叶片起点和叶片末端之间。

叶片末端位于距旋转轴线A等于转子半径R的参考距离处，并且该转子半径R用于沿着叶片轴线B定位轮廓或实际上定位叶片的节段。例如，叶片起点位于距旋转轴线A第六距离(其处于0.05R至0.3R范围内)处，并且叶片的翼型部分的起点位于距旋转轴线A第七距离(其处于0.1R至0.4R的范围内)处。第七距离大于或等于第六距离。

同样地，在翼型部分上方的叶片的平均翼弦被用于限定叶片的每个轮廓沿其翼展的翼弦。

在用于叶片节段的轮廓的翼弦变化的关系中，翼弦在翼型部分的起点和第一节段S1之间围绕平均翼弦变化±40％。因此，翼弦从翼型部分的起点到第一节段S1分别在至范围内变化。在轮廓部分的起点和第一节段S1之间翼弦的变化也可以更小，特别是在悬停飞行期间以使得对叶片空气动力学性能的不利程度减到较小程度。以举例的方式，翼弦可以在翼型部分的起点和第一节段S1之间围绕平均翼弦变化±20％。

此外，叶片的节段轮廓的翼弦优选地小于在叶片的第一部分上方的平均翼弦例如在叶片的翼型部分的起点和位于距旋转轴线A第八距离(其处于0.5R至0.8R范围内)处的第六节段S6之间的平均翼弦然后，叶片的节段轮廓的翼弦大于在第六节段S6和位于距旋转轴线A第九距离(其处于0.85R至0.95R范围内)的第七节段S7之间的平均翼弦然后小于在第七节段S7到叶片末端的平均翼弦以举例的方式，在叶片的翼型部分的起点附近处的叶片的节段轮廓的翼弦处于至的范围内，而在叶片末端处的叶片的节段轮廓的翼弦可以处于至的范围内。

此外，用于在叶片的扭转中的变化的关系可以是分段线性的，即在从节段S2、S3、S4和S5选择的邻近节段对之间，以及在第五节段S5和叶片末端之间，或者其可以在叶片的所有翼型部分上是非线性的。

当扭转关系是分段线性时，该扭转关系由直线区段、表征在来自节段S2、S3、S4和S5中的两个邻近节段之间的扭转变化的区段以及在第五节段S5和叶片末端的区段构成。扭转梯度是沿着叶片翼展的扭转的局部导数，然后对应于支撑这些区段的直线的斜率。然后该扭转梯度由不连续的水平线形成，一条线位于邻近节段之间以及在第五节段S5和叶片末端之间。

此外，为了使扭转变化能够与悬停飞行和向前飞行以及用于翼弦的变化的关系兼容，位于第二节段S2和第三节段S3之间的第一扭转梯度优选地小于位于在第三节段S3和第四节段S4之间的第二扭转梯度，第二扭转梯度优选大于位于第四节段S4和第五节段S5之间的第三扭转梯度，并且第三扭转梯度优选小于位于第五节段S5和叶片末端之间的第四扭转梯度。

当扭转关系在翼型部分上方为非线性时，扭转梯度优选地为在叶片的整个翼型部分上方连续的曲线。然后，第一扭转梯度达到在第三节段S3附近的处于-25°/R至-15°/R的第一平稳段，扭转的第二梯度达到在第四节段S4附近的处于-14°/R至-4°/R范围内的第二平稳段，扭转的第三梯度达到在第五节段S5附近的处于-16°/R至-6°/R范围内的第三平稳段，以及扭转的第四梯度达到在叶片末端附近的处于-10°/R至0°/R范围内。

该扭转关系可以对应于多项式曲线，例如6阶或高阶的贝塞尔曲线。

优选地，第一平稳段等于-18°/R，第二平稳段等于-6°/R，第三平稳段等于-13°/R，扭转的所述第四平稳段在叶片末端处等于-8°/R。

无论用于扭转变化的关系怎么样，第二距离可例如等于0.35R，第三距离可等于0.48R，第四距离可等于0.78R，而第五距离可等于0.92R。

扭转关系仅限定在翼型部分的起点和叶片末端之间的叶片的扭转变化，并且其不限定叶片的节段轮廓的设定。在翼型部分的起点附近的叶片的节段轮廓的设定对叶片的空气动力学行为没有直接影响。具体地，当在飞行时，在翼型部分的起点附近的叶片的节段轮廓的设定和沿着翼型部分的叶片的所有轮廓的设定取决于集合节距的调节和在叶片的周期节距的调节。因此，实际上在扭转上的变化表征了叶片的空气动力学行为，因为通过调节集合节距和通过调节叶片的周期节距来考虑叶片的节段轮廓的设定值。

此外，位于旋转轴线A附近的，特别是位于旋转轴线A和第二节段S2之间的叶片的区域在叶片旋转期间几乎不经受空气动力。因此，在旋转轴线A附近的扭转对叶片的空气动力学行为的影响较小。因此，扭转可是基本上恒定的，或者其可在不显著修改叶片的行为和空气动力学性能的情况下在翼型部分的起点和第二节段S2之间几乎无变化。以举例的方式，扭转的变化可以在翼型部分的起点和第二节段S2之间小于或等于2°。

用于翼弦变化和叶片沿其翼展的扭转的变化的这些关系的组合有利地使得能够在向前飞行期间和悬停飞行期间改进叶片的空气动力性能。具体地，扭转在叶片的第一区域中是重要的，例如，在0.3R至0.7R的范围内，并且因此用于补偿基本上小于平均翼弦的小翼弦。此外，在叶片的第二区域中的反向扭转，例如在0.7R至0.9R的范围内，有利于前进叶片的向前飞行，但是引起后退叶片上的力的增加。有利地，在该第二区域中，叶片的节段的轮廓的翼弦基本上大于平均翼弦因此使得其能够适应这些增加的力，而不降低后退叶片的空气动力行为。

此外，翼弦可以按照非线性方式降低超出第八节段S8到达叶片末端，该第八节段S8位于距旋转轴线A的第十距离(其处于0.9R到0.95R范围内)处。优选地，叶片的节段的轮廓的翼弦沿着基本上为抛物线的曲线降低超出第八节段S8。然后其可指存在于叶片末端处的“抛物线”尖端帽。使用多项式曲线诸如贝塞尔(Bézier)曲线的其他非线性形状对于该叶片末端也是可能的。

在这种情况下，叶片末端处的节段的轮廓的翼弦在0.2c₁至0.8c₁的范围内，其中c₁是在第八节段S8处叶片的节段的轮廓的翼弦的值，即在叶片的节段的轮廓的翼弦中非线性减少的该区域的开始处。在叶片末端处的翼弦优选地等于0.3c₁。

相比之下，用于叶片的节段的轮廓的翼弦和扭转的变化的这些关系的组合可导致由叶片产生的噪声的小幅增加，特别是在进场飞行期间。有利地，用于使叶片的扫掠变化的关系结合用于使叶片翼弦以及叶片扭转变化的关系使得可以首先补偿由叶片产生的噪声的这种增加，并且其次显著减少在进场飞行期间由叶片产生的噪声量。

然后，可将用于翼弦和扭转变化的关系与用于扫掠变化的关系组合。用于扫掠变化的这种关系使得叶片的扫掠开始于指向在翼型部分的起点与第九节段S9之间的所述叶片的前部，所述第九节段S9位于距旋转轴线A的第十一距离(其处于0.5R至0.8R范围内)处，所述前缘相对于叶片轴线B形成处于0°至10°的范围内的第一向前扫掠角。此后，扫掠指向位于第九节段S9和第十节段S10之间的叶片前部，所述第十节段S10位于距旋转轴线A的第十二距离(其处于0.6R至0.95R的范围内)处，前缘相对于叶片轴线B形成处于1°至15°的范围内的第二向前扫掠角。最后，扫掠指向在第十节段S10和叶片末端之间的叶片后部，前缘相对于叶片轴线B形成处于-35°至-15°范围内的第三向后扫掠角。

因此，用于扫掠的变化的关系限定了具有三个扫掠的叶片，其有利地用于改进叶片的声学特征。第一向前扫掠角优选严格大于0°。

这三个扫掠防止叶片的前缘与在叶片旋转期间由先前叶片发出的涡流平行。因此，这三个扫描使得由在叶片和由转子的在前叶片发出的空气涡流之间相互作用产生的声能的强度在叶片翼展的一部分上方降低，特别是在进场期间飞行。

此外，前叶片的端部发出形成螺旋状涡流线的涡流。然后，有利地限制同时与这些涡流线相互作用的叶片的前缘的翼展部分，以限制所产生噪声对人耳的影响。

具体地，在具有在由第九节段S9和第十节段S10以及也由叶片末端限定的一个或多个区域上连续变化的扫掠角的叶片前缘的情况下，在前缘和由在接下来的叶片之前的叶片发出的涡流之间的相互作用在前缘上的多个点处同时发生，从而引起声能的出现。这导致产生对于人耳来说是令人痛苦的所发出脉冲噪声，这种现象对于声学认证是会受到惩罚的。

有利地，在相对于每个区域上的叶片轴线倾斜的叶片的直前缘的情况下，所述区域由第九节段S9和第十节段S10限定以及由叶片末端限定，前缘与这些涡流之间的相互作用沿着前缘的较少数量的点同时发生。这导致发出的信号的脉冲性质的降低，使得对于人耳来说较不令人痛苦。

因此，叶片的前缘优选是直的并且在由第九节段S9和第十节段S10限定以及由叶片末端限定的每个区域上倾斜，以减少观察者感知的声能。

因此，扫掠优选地由第一向前扫掠角、第二向前扫掠角和第三向后扫掠角形成，所有这三个扫描角在翼型部分的起点和第九节段S9之间、然后在第九节段S9和第十节段S10之间、最后在第十节段S10和叶片末端之间分别都是恒定的。

同样地，第一向前扫掠角α₁优选地不同于第二向前扫掠角α₂，以保证沿着本发明的叶片存在三个不同的扫掠。

此外，第一向前扫掠角α₁可以严格小于第二向前扫掠角α₂，以保证在两个向前扫掠区上的渐进性。

例如，第一向前扫掠角α₁可以等于4°，第二向前扫掠角α₂可以等于8°，并且第三向后扫掠角α₃可以等于-23°。

此外，叶片可以包括在第八节段S8处开始并终止在叶片末端处的二面角。该二面角优选向下倾斜并且用于改进在悬停飞行时叶片的空气动力学性能。

此外，也可能仅组合用于叶片的节段轮廓的扫掠和翼弦的变化的上述关系。这使得叶片在结构上更容易制造。然后，使用这种组合的叶片适用于改进其在向前飞行时空气动力学性能，同时减少在进场飞行期间发出的噪声。

本发明还提供了一种用于旋翼飞行器的转子。转子具有至少两个如上所述的叶片。转子更具体地旨在是旋翼飞行器的主转子，用于提供升力以及可能的推进力。

附图简述

附图说明本发明及其优点通过以例证方式并且参考附图给出的实施例的以下说明而更详细地显现，在附图中：

·图1和图2示出了本发明的叶片；

·图3示出具有由此类叶片构成的转子的飞行器；

·图4是图表，绘制出叶片的节段的轮廓的翼弦变化；

·图5是图表，绘制出叶片的扫掠变化；

·图6是图表，绘制出叶片的扭转变化；和

·图7是图表，绘制出叶片的扭转梯度的变化。

具体实施方式

在一个以上附图中存在的部件在不同图中给出相同的附图标记。

图1和图2示出了叶片1，其沿着叶片轴线B在叶片起点2和叶片末端9之间延伸，且沿着垂直于叶片轴线B的横向轴线T在前缘6和后缘边缘7之间延伸。叶片1具有位于叶片起点2和叶片末端9之间的翼型部分4。翼型部分4由一系列翼型轮廓15构成，每个翼型轮廓15位于基本上垂直于叶片轴线B的横向平面中，每个轮廓限定叶片1的节段。叶片1还具有在叶片1的自由端部，即在叶片末端9附近处的二面角5。

叶片1用于形成旋翼飞行器10的转子11，如图3所示。转子11包括轮毂12和用于围绕轮毂12的旋转轴线A旋转的五个叶片1。每个叶片1在叶片起点2处连接到轮毂12。

转子11的特征在于转子半径R(即，旋转轴线A和叶片末端9之间的距离)沿着叶片轴线B。叶片1的每个节段的轮廓15的翼弦c对应于在基本上垂直于叶片轴线B的横向平面中的叶片1的前缘6和后缘7之间的最大距离。平均翼弦被定义为翼型4上的翼弦c的平均值。叶片起点2位于距旋转轴线A第六距离(等于0.1R)处，并且叶片1的翼型4的起点3位于距旋转轴线A第七距离处(等于0.2R)。

本发明的叶片1呈现用于其扫掠、其翼弦和其扭转变化的关系的组合，以在进场飞行期间减少由转子11的每个叶片1发出的噪声，且用于改进在悬停飞行和向前飞行期间飞行器10的每个叶片1的空气动力学性能。

叶片1还可仅呈现用于其翼弦和其扭转的变化的关系的组合，以在飞行器10的悬停飞行期间和向前飞行期间改进转子11的空气动力学性能，而不考虑每个叶片1的声学行为。

叶片1还可呈现用于其扫掠和其翼弦的变化的关系的组合，以减少在进场飞行期间由转子11的每个叶片1发出的噪声，且改进在飞行器10向前飞行时每个叶片1的空气动力学性能。然后，每个叶片1的空气动力学性能主要针对飞行器10的向前飞行进行优化。

在图4至图6中分别绘制了叶片1的节段的轮廓15的翼弦、扫掠和扭转的变化关系。图7示出了叶片1的扭转梯度，即沿着转子半径R的转子11的叶片1的翼展的扭转的局部导数。

在图4所示的、用于叶片1的节段的轮廓15的翼弦的变化的关系包括在横坐标轴中绘制的、沿着叶片1的翼展相对于转子半径R的叶片1的节段的轮廓15的位置的比率，以及纵坐标轴上的、叶片1的节段的轮廓15的翼弦c相对于平均翼弦的比率。

平均翼弦由应用下式的叶片1的节段的每个轮廓15的半径平方r²加权限定：

其中L(r)是叶片1的轮廓的局部翼弦的长度，该局部翼弦位于距旋转轴线A半径r处，R₀是翼型4的起点3的半径，R是叶片末端9的半径。

在用于翼弦的变化的这种关系中，叶片1的每个节段的轮廓15的翼弦c在翼型部分4的起点3和位于距离旋转轴线A第一距离(其等于0.85R)处的第一节段S1之间增加。超出第一节段S1，翼弦降低到叶片末端9。可以看出，节段c小于在叶片1的翼型部分的起点和位于距旋转轴线A第八距离(等于0.6R)的第六节段S6之间的平均翼弦此外，翼弦c在翼型部分4的起点3和第一节段S1之间从变化到这表示围绕平均翼弦变化±20％。在叶片起点处的翼弦等于

此后，叶片1的节段的轮廓15的翼弦都大于在第六节段S6和位于距旋转轴线A第九距离(其处于0.85至0.95R的范围内)处的第七节段S之间7的平均翼弦最后，叶片1的节段的轮廓15的翼弦小于在第七节段S7之外到叶片末端9的平均翼弦

此外，翼弦c按照基本上是抛物线的曲线降低超出位于第十距离(等于0.95R)处的第八节段S8。因此，叶片1的端部形成抛物线形尖端顶盖8。

图6所示的叶片1的扭转关系为对应于多项式曲线的非线性关系。沿着横坐标轴绘制沿着翼展在转子半径R上的叶片1的各节段的轮廓15的位置的比率，并且在纵坐标轴上绘制叶片1的每个节段的轮廓15的扭转角θ。

扭转梯度在图7中示出并包括(沿着横坐标轴)沿着叶片1的翼展在转子半径R上的叶片1的每个节段的轮廓15位置的比率，以及在纵坐标轴上轮廓15的扭转的局部导数。

初始地，扭转角θ在翼型部分4的起点3和位于距旋转轴线A第二距离(等于0.35R)处的第二节段S2之间变化很少。在翼型部分4的起点3和第二节段S2之间扭转角θ的变化小于2°。扭转角θ增加很少，然后沿翼展降低，扭转梯度在翼型部分4的起点3附近为正向，并且在第二节段S2附近处降低至反向。

此后，扭转角θ在第二节段S2和位于距旋转轴线A第三距离(等于0.48R)的第三节段S3之间降低，扭转梯度在第三节段S3附近处降低到等于-18°/R的第一稳定段。

此后，扭转角θ在第三节段S3和位于距旋转轴线A第四距离(等于0.78R)的第四节段S4之间降低得更小，扭转梯度在第四节段S4附近处增加到等于-6°/R的第二稳定段。特别地，对于位于距旋转轴线A的距离等于0.7R的叶片1的轮廓15，扭转角θ等于0°。

扭转角θ在第四节段S2和位于距旋转轴线A第五距离(等于0.92R)处的第五节段S5之间降低，扭转梯度在第五节段S5附近处降低到等于-13°/R的第三稳定段。

最后，扭转角θ在第五节段S5和叶片末端9之间降低，扭转梯度在叶片末端9处增加到等于-8°/R的扭转梯度。

这种扭转关系与用于叶片1的节段的轮廓15的翼弦的变化的关系相结合，用于在悬停飞行期间和在向前飞行期间改进叶片1的空气动力学性能。

如图5中示出的叶片1的扫掠变化的关系限定了三个扫掠。沿着横坐标轴绘制沿着叶片轴线B在转子半径R上的叶片1的每个节段的轮廓15的位置的比率，而这些轮廓15中的每个的扫掠角α在纵坐标轴上绘制。

因此，扫掠初始指向叶片1的前部，其在翼型部分4的起点3和位于距旋转轴线A第十一距离(等于0.67R)处的第九节段S9之间，前缘6相对于叶片轴线B形成等于4°的第一向前扫掠角α₁。此后，扫掠指向叶片1的前部，其在第九节段S9和位于距旋转轴线A第十二距离(等于0.85R)处的第十节段S10之间，前缘6形成相对于叶片轴线B等于8°的第二向前扫掠角α₂。最后，扫掠指向在第十节段S10和叶片末端9之间的叶片1后部，前缘6相对于叶片轴线B形成等于-23°的第二向前扫掠角α₃。

在第一扫掠角、第二扫掠角和第三扫掠角之间的每个连接优选地具有连接半径，以避免在这些连接中的任何一个中具有锐角。这些连接半径可为例如500毫米(mm)的量级。

此外，叶片1在其自由端部具有向下指向的二面角5。该二面角5在第八节段S8附近开始并终止于叶片末端9。二面角5主要用于通过减少由之前叶片产生的涡流的影响来改进悬停飞行时叶片1的空气动力学行为。

当然地，本发明的实施可以有多种修改。虽然已描述了若干实施方式，但是容易理解的是，不可能设想到所有可能排它性的可能实施例。在不超出本发明的范围的情况下，可以当然地设想由等同方式替代所描述方式中的任一个。