具有横向涵道的直升飞的制造方法
【专利摘要】一种直升飞机，该直升飞机具有纵向轴线并且具有尾部（1），该尾部具有横向涵道（6）和驱动轴（23），而驱动轴在驱动轴整流罩（14）内部用以将在空气动力学和声学上优化的抗扭矩装置（2）支承在所述横向涵道（6）内。该直升飞机可改进具有横向涵道的直升飞机的噪声特性，尤其是可进一步改进具有横向涵道的直升飞机在各种飞行状态中的噪声特性。
【专利说明】具有横向涵道的直升飞机
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种具有权利要求1所述前序特征的直升飞机，该直升飞机具有支承在横向涵道内的抗扭矩装置。已知支承在横向涵道内的所述抗扭矩装置是所谓的涵道尾桨(Fenestron)0
【背景技术】
[0002]日益增长的生态学意识使得人们越来越关注于进一步改进直升飞机的部件，尤其是在基于反扭矩系统的横向涵道这一特定情况下，特别为了减小任何噪声排放而提高公众对于直升飞机的接受度这一目的。
[0003]为了理解转子-定子相互作用的现象，尤其是预测由于尾流相互作用而产生的音调噪声，需要了解在所述抗扭矩装置的定子叶片上产生的周期负载。通常考虑两个不同的效应。第一种效应涉及转子叶片被定子叶片截取的周期性粘性尾流速度缺陷。这些速度干扰会在定子叶片处产生波动的升力，这些升力作为偶极子阵列源辐射并产生谐波噪声分量。第二效应涉及定子的宽频带相互作用噪声，该噪声由于从转子流出的湍流而产生，从而在定子上产生随机波动升力。
[0004]文献EP0680873A1披露了一种尾部旋翼，该尾部旋翼具有多桨叶可变桨距旋翼，该旋翼共轴地安装在由包含整流器的外壳所围绕的气流通道内部。转子叶片垂直于通道轴线运动并且具有围绕转子轴线的角分布，该角分布具有从基于叶片数量的公式确定的不规则方位角调制。转子叶片的方位角调制基本上对应于递降正弦定律，根据该正弦定律，一个叶片的角位置相对于固定角位置最大改变+/-5°。气流整流器呈定子的形式，该定子的固定叶片定位成使得这些固定叶片能将从转子流出的空气流整平，从而形成平行于转子轴线的气流。
[0005]文献EP0680874A1披露了一种叶片，该叶片具有中空金属中心部分以及叶片根部和叶片末端，该中空金属中心部分形成叶片的主要叶片部段，而叶片根部和叶片末端各自设置成装配有至少一个用于紧固叶片的横向凸片的端部装配件。制造方法包括挤压截面的中空金属部段以与叶片的空气动力学型面相对应，切下长度基本上不小于叶片翼展的部段，并通过对部段的端部进行机加工和变形或者通过装配附连于部段的每个端部的端部装配件来将部段的每个端部设置成装配有至少一个紧固凸片的端部装配件。
[0006]文献EP1778951B1描述了一种用于直升飞机的涵道式风扇，该涵道式风扇具有横向涵道和支承在该横向涵道内的抗扭矩装置。该抗扭矩装置包括转子和定子，该转子可转动地安装在涵道内，而定子在转子下游固定地安装在涵道内。转子包括转子毂和转子叶片，该转子毂具有转子轴线，而该转子叶片从转子毂伸出。转子叶片具有绕转子轴线的调制角分布。定子包括定子毂以及多个定子叶片，这些定子叶片围绕定子毂分布。定子叶片围绕定子毂角调制。
【发明内容】
[0007]本发明的主要目的是进一步改进具有横向涵道的直升飞机的噪声特性，尤其是进一步改进具有横向涵道的直升飞机在各种飞行状态中的噪声特性。
[0008]解决方案提供一种具有如权利要求1所述前序特征的具有横向涵道的直升飞机。
[0009]根据本发明，具有纵向轴线和尾部的直升飞机设有横向涵道，用以将抗扭矩装置支承在所述涵道内。所述抗扭矩装置包括转子，该转子可转动地安装在所述涵道内。所述转子包括转子毂和转子叶片，该转子毂具有转子轴线，而该转子叶片从所述转子毂伸出。根据本发明，转子绕转子轴线安装，且该转子轴线围绕转动轴线约倾斜1°，较佳地在-20°至+45°的范围内倾斜。所述转动轴线相对于本发明直升飞机的纵向轴线平行偏离，所述转动轴线的原点在转子的中心处，且所述转动轴线指向直升飞机的尾部。所述转子叶片围绕所述转子轴线具有调制角分布。所述抗扭矩装置还包括定子，该定子固定地安装在所述涵道内并且沿所述转子轴线偏离所述转子。所述定子包括多个定子叶片，这些定子叶片围绕齿轮箱整流罩分布。所述定子叶片在角度上围绕所述齿轮箱整流罩调制，从而通过避免使两个转子叶片之间的任何角度差对应于两个定子叶片之间的角度差和/或定子叶片与空气动力学驱动轴整流罩之间的角度差来限制转子和定子之间的干涉，且该驱动轴整流罩封围驱动轴，该驱动轴起始于主齿轮箱且终止在齿轮箱整流罩内部的尾部旋翼齿轮箱中。驱动轴整流罩的空气动力学通过改进翼型形状并通过减小驱动轮整流罩的、沿从齿轮箱整流罩朝向横向涵道的径向方向的尺寸而优化。所述驱动轴驱动地与转子配合。驱动轴整流罩内部的控制杆控制转子叶片的桨距角。所述控制杆至少间接地起源自直升飞机驾驶室中的踏板。转子轴线基本上与涵道共轴。本发明直升飞机的定子叶片的最大数量较佳地是6个、4个或更佳地2个。本发明直升飞机的定子叶片构造成根据它们在横向涵道中的几何位置和/或飞行状态承载张力或压缩力。允许具有改进的低噪声横向涵道设计的本发明直升飞机关键特征如下所述:
[0010]-横向涵道转子的相位调制，
[0011]-通过减少定子叶片的数量并且通过优化横向涵道定子叶片的方位角(ev)和径向位置(V1)来减小横向涵道转子和定子之间的干涉，
[0012]-通过优化整流罩的形状来减小横向涵道转子和横向涵道驱动轴整流罩之间的干涉以避免涵道中发生阻塞，以及
[0013]-例如通过使横向涵道定子叶片倾斜出转子平面和/或通过在空气动力学上优化横向涵道定子叶片的前缘形状使得横向涵道转子和定子之间的距离最大化。
[0014]本发明的优点还包括改进基于横向涵道的抗扭矩系统，尤其是改进低噪声横向涵道定子的设计，其中减小噪声排放并由此提高公众对于直升飞机的接受度。此外，横向涵道定子叶片数量的减少会降低生产和维修费用。与竞争者相比，有效的且经济的直升飞机允许改善印象、市场销售和盈利。
[0015]根据本发明一较佳实施例，横向涵道转子的转子平面和本发明定子叶片的前缘或后缘上在横向涵道处的根部和末端之间的任何点之间的相应距离大于横向涵道转子的平面和定子叶片的前缘或后缘在横向涵道处的所述根部和所述末端之间直线上的任何点之间的距离。关于本发明定子叶片的后缘上任何点的最大距离由罩盖几何形状的宽度所限定，即本发明定子叶片的所述后缘限定在由本发明直升飞机的所述罩盖所限定的轮廓内。
[0016]根据本发明又一较佳实施例，所述两个横向涵道定子叶片相对于任何转子叶片的方位角位置和倾角分别通过9V-Q1=140°，和0v_Q2=255°，v ^=25°给出，用以通过优化横向涵道定子叶片的方位角(0 v)和径向(V1)分布来减小横向涵道转子和定子之间的干涉。
[0017]V1的正值可沿与转子转动方向相反的方向或者沿转子转动方向限定。
[0018]根据本发明的又一较佳实施例，定子叶片的前缘和后缘呈抛物线形，以减小噪声排放。
[0019]根据本发明又一较佳实施例，定子叶片的前缘的抛物线形状使用三个点限定，第一点限定在相应定子叶片的根部处，第二点根据第一点和角度V2限定在定子叶片的末端处，而第三点限定在前两个点之间，并且该第三点较佳地都在相应定子叶片的中间部段中。横向涵道转子的平面以及第一点和第三点之间的各自距离都最大，以起到防止定子叶片的后缘突出于罩盖几何形状的制约作用。定子叶片的后缘分布源自翼弦分布，且在一较佳实施模式中是恒定的。
[0020]根据本发明又一较佳实施例，定子叶片相对于转子平面以角度v2=5。±2°倾斜。
[0021]根据本发明的又一较佳实施例，第一点比第二点更靠近转子平面。
[0022]根据本发明的又一较佳实施例，在空气动力学和声学上优化的驱动轴整流罩的后缘是倒圆的，以减小空气动力学和声学干涉。所述流动主要根据直升飞机的飞行状态而穿过横向涵道从转子流至横向涵道定子，反之亦然，即从横向涵道定子流至横向涵道转子。
[0023]参照以下描述和附图来说明本发明的较佳实施例。
【专利附图】
【附图说明】
[0024]图1示出本发明直 升飞机的尾部的立体图，
[0025]图2示出本发明直升飞机的相位调制转子的正视图，
[0026]图3示出本发明直升飞机的抗扭矩装置中的图2所示相位调制转子的正视图，
[0027]图4不出本发明直升飞机的尾部的截面图，
[0028]图5示出本发明直升飞机的尾部中的驱动轴整流罩的截面图，以及
[0029]图6示出图5所示驱动轴整流罩内部的驱动轴和控制杆的示意截面图。
【具体实施方式】
[0030]图1示出直升飞机(未示出)的横向涵道式尾部I。横向涵道式尾部I包括罩盖3、缓冲器4以及翼部5。横向涵道式尾部I还包括抗扭矩装置2，该抗扭矩装置构造成抵抗由于直升飞机主旋翼转动而产生的扭矩，以使直升飞机在偏航时保持平衡。抗扭矩装置2支承在横向涵道6内，该横向涵道延伸穿过尾部I的罩盖3。
[0031]横向涵道6呈大致圆形并且包括转子，由转子叶片13限定转子平面。空气流过抗扭矩装置2的横向涵道6。
[0032]抗扭矩装置2包括定子，该定子具有定子叶片16、17、驱动轴整流罩14以及齿轮箱整流罩15。
[0033]十个转子叶片13附连于具有转子轴线的转子毂12。所述十个转子叶片13以非均匀角度分布在转子毂12上。转子叶片13限定转子平面，该转子平面绕转动轴线18约倾斜1°，但也可倾斜高达在-20°至+45°之间的可能范围内的角度(参见图2、3)。转动轴线18与直升飞机的纵向轴线排列成行并且平行地偏离该纵向轴线，或者与驱动轴排列成行并且平行地偏离该驱动轴。所述转动轴线18面向直升飞机尾部的方向，且转动轴线的正向倾斜以关于所述转动轴线18在数学意义上为正(右手原则)来限定。
[0034]参见图2，相应特征采用图1所示的附图标记。十个转子叶片13使用已标出各自角度的相位调制分布在转子毂12周围。相位调制描述了修整噪声频率频谱的技术。使用正弦调制定律来分布横向涵道转子叶片13的几何位置。EP1778951B1提出了此种相位调制，且该文献的内容包含在本说明书中。初始等距隔开的转子叶片13的几何位置根据以下关系以正弦振幅型式绕它们的初始位置改变:[0035]0' b= 0 b+ A 0 ? sin(m ? 0 b)
[0036]其中，0b是在等距隔开布置中的第b个转子叶片的位置，0' b是在重新布置之后第b个转子叶片的位置，m是每次旋转一周的调制循环所重复的次数，而A 0是调制幅度、即最大叶片角变化。
[0037]正弦调制定律的限定参数是参数m和A 0。为了更好地分布声能，参数m应尽可能小。由于人耳的敏感性，仅仅考虑m= I或2。参数A 0应尽可能大，例如取决于构造限制、载荷和/或性能。
[0038]十个转子叶片13的布置使用m=2和A 0=9.42° ±3.0°或使用m=2和A 0=5.73° ±3.4°，其中四个上部径向转子叶片13关于沿着转动轴线18设置的两个径向转子叶片13而与四个下部径向转子叶片13对称。此外，所述布置的变型还包括使用m=2和A 0=10.75° ±3.75。或A 0=8.96° ±5.0° 的 8 叶片转子。
[0039]根据图3，相应特征采用图1、2所示的附图标记。定子11的第一定子叶片16和第二定子叶片17在横向涵道内的位置分别由两个参数限定，即相对于转动轴线18的方位角位置ev以及从齿轮箱整流罩15朝向横向涵道6相对于径向方向的倾角Vl。V1的正值沿与转子转动方向相反的方向限定。
[0040]第一定子叶片16的、相对于转动轴线18的方位角位置是Qv-C11=MCT，而所述第一定子叶片16的、从齿轮箱整流罩15朝向横向涵道6相对于径向方向的倾角V1是V !_01=25 °。第二定子叶片17的、相对于转动轴线18的方位角位置是0^2=255°，而所述第二定子叶片17的、从齿轮箱整流罩15朝向横向涵道6相对于径向方向的倾角是
v 1-02=25 o
[0041]第一和第二定子叶片16、17的、相对于转动轴线18的方位角位置可在0 v=±40°的范围内变化。
[0042]第一和第二定子叶片16、17的、从齿轮箱整流罩15朝向横向涵道6相对于径向方向的倾角可在^=±20°的范围内变化。
[0043]根据图4，相应特征采用图1-3所示的附图标记。第一和第二定子叶片16、17的每个相对于由转子叶片13限定的转子平面的角度V2通过第一点19和第二点20所限定，该第一点位于每个定子叶片16、17中在齿轮箱整流罩15处的根部处，而第二点在每个定子叶片中限定在横向涵道6处。第一点19比第二点20更靠近转子平面。第一和第二定子叶片16、17中的每个都具有呈抛物线形状的前缘和后缘29、30。前缘29的抛物线形状由三个点限定，即第一点19、第二点20以及前两个点之间的第三点21，且该第三点较佳地在每个定子叶片16、17的中间部段中。角度v2=5°在±2°范围内变化。前缘29转向转子叶片13，而后缘30从转子叶片13转开。前缘29和后缘30都以增大的半径倾斜离开由转子叶片13所限定的转子平面。
[0044]转子叶片13的平面和第一点19之间的距离取决于罩盖3的宽度而最大化。转子10的平面和第三点21之间的距离再次最大化，同时防止每个定子叶片16、17的相应后缘30从罩盖几何形状突出。第三点21在形成平直前缘29至之前描述的最大距离限制的范围内。定子叶片16、17的相应后缘30的形状由翼弦分布形成，是恒定的。
[0045]根据图5和7,相应特征米用图1-4所不的附图标记。作为用于驱动轴23的罩壳的驱动轴整流罩14和用于控制横向涵道转子叶片13的俯仰角的控制杆24具有空气动力学和声学优化形状，该形状具有基于四位NACA翼型的内部型面22，以减小转子叶片13和驱动轴整流罩14之间的空气动力学和声干涉。驱动轴以其一个端部连接于直升飞机的主齿轮(未示出)，而以其与该一个端部相对的端部连接于转子毂12以驱动地配合该转子毂。
[0046]从中心齿轮箱整流罩15的根部复原至横向涵道6的内周缘，驱动轴整流罩14具有减小的外部容积和减小的截面。驱动轴整流罩14的截面以恒定的I %变化率在20至55mm、较佳地在35至40mm或38mm的距离内、从中心齿轮整流罩15处的根部复原至横向涵道6的内周缘。
[0047]为了安全起见并且为了更谨慎，在驱动轴整流罩14的内部型面22以及转动驱动轴23和运动控制杆24的每个之间须保持15mm的最小距离，所述最小距离分别由相对应的圆圈27和28指示。
[0048]根据直升飞机的飞行状态，通过横向涵道6的流动可以从横向涵道转子至横向涵道定子，或者从横向涵道定子至横向涵道转子。因此，在驱动轴整流罩14的、背离转子的侧部处设有驱动轴整流罩14的倒圆边缘26，且在驱动轴整流罩14的、转向转子的侧部处设有驱动轴整流罩14的又一倒圆边缘25。
[0049]附图标记列表
[0050]I 直升飞机的横向涵道式尾部
[0051]2 抗扭矩装置
[0052]3 罩盖
[0053]4 缓冲器
[0054]5 翼部
[0055]6 横向涵道
[0056]12转子毂
[0057]13转子叶片
[0058]14驱动轴整流罩
[0059]15齿轮箱整流罩
[0060]16第一定子叶片
[0061]17第二定子叶片
[0062]18水平/纵向轴线
[0063]19定子叶片前缘的第一点
[0064]20定子叶片前缘的第二点[0065]21定子叶片前缘的第三点
[0066]22驱动轴整流罩截面
[0067]23驱动轴
[0068]24控制杆
[0069]25驱动轴整流罩的前缘
[0070]26驱动轴整流罩的后缘
[0071]27至驱动轴的安全距离
[0072]28至控制杆的安全距离
[0073]29定子叶片的前缘
[0074]30定子叶片的后缘
【权利要求】
1.一种直升飞机，所述直升飞机具有纵向轴线并且具有尾部(I)，所述尾部具有横向涵道(6)和驱动轴(23)，而所述驱动轴在驱动轴整流罩(14)内部用以将抗扭矩装置(2)支承在所述横向涵道(6)内，所述抗扭矩装置(2)包括: 转子，所述转子可转动地安装在所述横向涵道(6)内，且所述转子包括:转子毂(12)和转子叶片(13)，所述转子毂具有转子轴线，而所述转子叶片从所述转子毂(12)伸出，并且所述转子叶片(13)绕所述转子轴线具有调制角分布， 定子，所述定子固定地安装在所述横向涵道(6)内且沿着所述旋转轴线偏离所述转子，所述定子包括多个定子叶片(16、17)，其中所述定子叶片(16、17)在角度上调制，从而通过避免两个转子叶片(13)之间的任何角度差对应于两个定子叶片(16、17)之间的任何角度差或定子叶片(16、17)和驱动轴整流罩(14)之间的任何角度差来限制转子叶片(13)和定子叶片(16、17)之间的干涉， 驱动轴(23)，所述驱动轴起始于主齿轮箱而终止于横向涵道中的齿轮箱(15)，以驱动地配合所述转子，以及 控制杆(24)，所述控制杆用以控制所述转子叶片(13)的桨距角， 其特征在于 -所述转子绕转子轴线旋转，围绕转动轴线(18)在-20°至+45°之间的范围内倾斜，所述转动轴线平行地偏离所述直升飞机的纵向轴线或所述驱动轴，且所述转动轴线穿过所述转子的中心并指向所述直升飞机的尾部， -所述转子平面和所述定子叶片(16、17)的前缘或后缘(29、30)上在横向涵道处的根部(19)和末端(20)之间的点 (21)之间的距离大于所述横向涵道转子平面和所述定子叶片(16,17)的前缘或后缘(29、30)在横向涵道处的所述根部(19)和所述末端(20)之间直线上任何点之间的距离，关于所述定子叶片(16、17)的后缘(30)上任何点(21)的最大距离由罩盖(3)的宽度限定，即所述定子叶片(16、17)的所述后缘(30)限制在由所述罩盖(3)限定的轮廓内，以及 -所述驱动轴(23 )和所述控制杆(24)罩有空气动力学整流罩(14)。
2.如权利要求1所述的直升飞机，其特征在于， 所述定子叶片(16、17)的最大数量等于六或四或较佳地等于二。
3.如权利要求1所述的直升飞机，其特征在于， 所述转子轴线倾斜约1°。
4.如权利要求1所述的直升飞机，其特征在于， 所述转子平面和所述定子叶片(16、17)的前缘或后缘(29、30)上的根部(19)和末端(20)之间的点(21)之间的距离由抛物线函数限定。
5.如权利要求1所述的直升飞机，其特征在于， 所述定子叶片(16、17)构造成承载张力和压缩力。
6.如权利要求2所述的直升飞机，其特征在于， 所述两个定子叶片(16、17)的方位角位置和倾角分别由07,=140°，7^=25°和9V_02=255。，v^S。给定。
7.如权利要求4所述的直升飞机，其特征在于， 所述抛物线形状的前缘(29)使用三个点(19、20、21)限定，第一点(19)限定在所述相应定子叶片(16、17)的根部处，第二点(20)根据所述第一点(19)和角度V 2限定在所述定子叶片的末端处，而第三点(21)限定在所述第一点(19)和所述第二点(20)之间，且所述第三点较佳地在相应定子叶片(16、17)的中间部段中。
8.如权利要求1所述的直升飞机，其特征在于， 所述定子叶片(16、17)相对于所述转子平面以v2=5° ±2°的角度倾斜。
9. 如权利要求7所述的直升飞机，其特征在于， 所述第一点(19)比所述第二点(20)更靠近所述转子平面。
10.如权利要求1所述的直升飞机，其特征在于， 所述空气动力学整流罩(14)设有至少一个倒圆边缘(26)。
11.如权利要求6所述的直升飞机，其特征在于， 所述第一和第二定子叶片(16、17)的、相对于所述转动轴线(18)的方位角位置可在0V=±4O°的范围内变化。
12.如权利要求6所述的直升飞机，其特征在于， 所述第一和第二定子叶片(16、17)的、从所述齿轮箱整流罩(15)朝向所述横向涵道(6)相对于径向方向的倾角可在Vl=±20°的范围内变化。
13.如权利要求1所述的直升飞机，其特征在于， V1的正值沿与所述转子转动方向相反的方向或者沿所述转子转动方向限定。
14.如权利要求1所述的直升飞机，其特征在于， 所述驱动轴整流罩(14)从中心齿轮箱整流罩(15)过渡至所述横向涵道(6)的内周缘具有减小容积和/或减小截面。
15.如权利要求14所述的直升飞机，其特征在于， 所述驱动轴整流罩(14)的截面以恒定的I %变化率在20至55mm、较佳地在35至40mm或38mm的距离内、从所述中心齿轮整流罩(15)处的根部过渡至所述横向涵道(6)的内周缘。
【文档编号】B64C27/82GK103482062SQ201310227485
【公开日】2014年1月1日 申请日期:2013年6月7日 优先权日:2012年6月8日
【发明者】S·施奈德, D·施密克, C·韦勒 申请人:尤洛考普特德国有限公司