一種用於直升飛機反扭矩裝置的槳葉的製作方法

2023-12-01 23:09:41 5

一種用於直升飛機反扭矩裝置的槳葉的製作方法
【專利摘要】一種用於直升飛機的反扭矩裝置的槳葉(1)，且所述裝置包括涵道旋翼(13)，而所述槳葉(1)包括不同的部段組件、前緣(2)和後緣(3)，其中，該槳葉包括：至少兩個部段(5)和(6)的組件；各翼型的積迭線(4)，該積迭線在從翼型的前緣(2)開始位於翼弦(C)的25％至50％範圍中的距離處延伸，所述積迭線(4)在槳葉(1)的平面中具有曲線形狀，該曲線從槳葉的根部(5)至端部(6)連續地具有後掠、前掠以及最後後掠；以及翼弦(C)，該翼弦在至少端部翼型(1a)上、朝槳葉(1)的部段(6)行進時變得較大，以達到端部翼弦值，該端部翼弦值小於或等於槳葉(1)的根部(5)的參照翼弦(Cref)的1.6倍。
【專利說明】一種用於直升飛機反扭矩裝置的槳葉
[0001] 本申請是2011年12月14日提交的、名稱為"一種用於直升飛機反扭矩裝置的槳 葉"、第201110437678. 2號發明專利申請的分案申請，要求2010年12月15日提交的法國 專利申請第1004891號的優先權。

【技術領域】
[0002] 本申請從2010年12月15日提交的法國專利申請FR10/04891中得到，本文以參 見的方式引入該申請的內容。
[0003] 本發明涉及用於旋翼飛行器、尤其是用於直升飛機的反扭矩旋翼的總體技術領 域。更確切地說，本發明涉及涵道尾槳反扭矩裝置的【技術領域】，該反扭矩裝置具有藉由相位 調整而成角度分布的槳葉，並且具體用於直升飛機。這些反扭矩裝置與非涵道的傳統反扭 矩旋翼不同，而非涵道的傳統反扭矩旋翼並不構成本發明的主題。
[0004] 本發明具體涉及上述反扭矩裝置，該反扭矩裝置還稱作" Fenestronli (涵道尾 槳）"裝置，其中具有固定翼型葉片的導流定子在氣流通道或"涵道"中位於反扭矩旋翼下 遊。

【背景技術】
[0005] 具體從FR2719549中已知這些反扭矩裝置，該文獻描述了用於成角度地分布旋翼 槳葉的關係，以儘可能有效地在整個頻譜上分布聲能，這考慮連接槳葉的機械局限性。該文 獻中的附圖示出槳葉具有在平面圖上基本上呈矩形的形狀。此外，為了避免旋翼槳葉中任 何一個的尾流與導流葉片的任何一個之間的相互作用在葉片的整個翼展上同時發生，以非 徑向方式來設置導流葉片。藉助示例，葉片中的每個相對於徑向方向傾斜較佳地位於Γ至 25°範圍中的角度，從通道的朝向其周緣的軸線行進，並且沿與旋翼旋轉方向相反的方向 傾斜。此種構造有利於吸收作為旋翼旋轉的反應而在中心本體上所施加的扭矩，該中心本 體基本上共軸地位於通道中並且包含用於驅動旋翼的部件以及用於控制槳葉總距的部件。 然後，所吸收的扭矩可由位於通道中的葉片所承受。
[0006] 從文獻WO 2006/110156中還已知設有曲線槳葉的涵道反扭矩裝置。該文獻披露 了結合有導流葉片的曲線槳葉，這曲線槳葉徑向地且橫向地偏移，以減小所述槳葉和所述 葉片之間的相互作用噪聲。所描述槳葉中的每個具有帶有單個曲線的幾何形狀。包括此種 槳葉以及此種葉片構造的反扭矩裝置無法顯著地改進其性能來接近傳統反扭矩旋翼的性 能。
[0007] 文獻US 2004/0022635或WO 2004/011330描述了遵循自然波模式的凹/凸螺旋 槳槳葉的構造。此種葉片的前緣具有接續有凸部段的凹部段。前緣和後緣是倒圓的，以促 使圍繞相關表面形成合適的流體流，並且限制旋渦的形成，從而限制氣動阻力。如下文所 述，通過根據正弦曲線的或者與代表每個槳葉前緣的曲線相切的函數來對翼面進行建模而 獲得最佳結果，而由於並未限定幅值，因而這是近似的。然而，具有此種幾何形狀的槳葉顯 然不適合用於改進涵道反扭矩裝置的性能。換言之，每個槳葉的定義並不具有用於滿足為 製造旋翼飛行器的涵道尾槳反扭矩裝置所需的嚴格工業要求的所需特徵。
[0008] 此外，所述文獻US 2004/0022635的附圖示出槳葉具有比所述槳葉的最大翼弦小 的端部翼弦。
[0009] 文獻EP 0 332 492描述了用於高性能涵道螺旋槳的槳葉，其空氣動力學的主動 部分具有矩形形狀。該槳葉的最大彎度從基本上〇增大至基本上0.04。該槳葉的相對最大 厚度從基本上13. 5%減小至基本上9. 5%。
[0010] 文獻EP 2 085 310描述涵道反扭矩旋翼，其中使以頻率FE發出的以及以頻率FP 所察覺的噪聲最小化。在該旋翼中，氣流導流定子位於所述旋翼（13)的槳葉通路之後。
[0011] 文獻WO 2009/54815描述了軸流風扇槳葉，這些軸線風扇槳葉具有帶有波紋的翼 面，而這些波紋引起抽吸和壓力。這些波紋還增大槳葉的硬度。在附圖中，槳葉是擴張的， 從它們的根部行進至它們的自由端部。
[0012] 文獻GB 212018描述了由單件金屬所製成的螺旋槳。


【發明內容】

[0013] 因此，本發明的一個目的是提出具有新的成型三維幾何形狀的槳葉，該幾何形狀 應用預定扭轉關係而相對於扭轉線扭轉，這可提供具體用於直升飛行器的涵道反扭矩裝 置，並且該反扭矩裝置並不具有上述局限性。
[0014] 本發明的目的還可提出用於槳葉的三維幾何形狀，而該槳葉用於製造直升飛行器 的涵道反扭矩裝置，其中與已知的涵道反扭矩裝置相比，反扭矩力方面的效率有所改進。
[0015] 本發明的另一目的試圖提出改進反扭矩力方面性能的涵道反扭矩裝置，同時並不 使涵道反扭矩裝置所具有的聲發射和安全性方面的改進退化。
[0016] 本發明的目的藉助一種用於旋翼飛行器的尾部反扭矩裝置的槳葉來實現，所述裝 置包括涵道旋翼，所述成型槳葉具有三維幾何形狀，且該三維幾何形狀由在槳葉的前緣和 後緣之間延伸的不同翼型部段所限定，並且由槳葉的根部段和端部段徑向限定；至少兩個 翼型部段沿積迭線具有不同翼弦值，且該積迭線從根部段延伸至端部段，該槳葉被扭轉，其 中該槳葉包括翼型部段的積迭線和平面延伸表面的扭轉線，該積迭線在扭轉之前限定平面 延伸表面，該平面延伸表面從根部段至端部段徑向地限定，該扭轉線由預定扭轉關系所限 定，而所述積迭線在離前緣的位於翼弦的25%至50%的範圍中的距離處延伸，並且在平面 延伸表面上具有一曲線，該曲線從根部段連續地包括如下方面：第一後掠；前掠；以及最後 的行進至端部段的最後後掠；翼型的所述根部段，該根部段具有小於翼型部段的端部段翼 弦的翼弦，且該翼弦部段的所述翼弦從根部段朝端部段行進而變得較大，該端部段具有等 於或小於根部段的參照翼弦1. 6倍的翼弦。
[0017] 可觀察到，術語"翼型部段"指代與槳葉的平面橫截面相對應的整個表面，所述橫 截面與槳距軸線（下文進行描述）以及具有翼型形狀的所述部段的輪廓相交。
[0018] 在根據本發明槳葉的一實施例中，部段的相對厚度沿從槳葉根部段朝向槳葉端部 段行進的徑向方向逐漸減小，使得端部段具有9%至6%、較佳的是6. 9%量值的相對厚度。
[0019] 另一方面，根部段的相對厚度位於9%至14%的範圍中，並且較佳地等於12%。
[0020] 在根據本發明槳葉的一實施例中，槳葉端部處的最大翼弦C達到參照翼弦(；#乘 以因子a。的數值，該因子比1大並且尤其大於或等於I. 1並且小於或等於1. 6。
[0021] 在根據本發明槳葉的一實施例中，因子a。等於I. 38。
[0022] 在根據本發明槳葉的一實施例中，積迭線從翼型前緣延伸30 %翼弦的距離。
[0023] 在根據本發明槳葉的一實施例中，槳葉沿積迭線包括一組六個不同的翼型部段。
[0024] 在根據本發明槳葉的一實施例中，前緣從翼型的根部段至翼型的端部段連續地具 有凹的然後凸的形狀。
[0025] 在根據本發明槳葉的一實施例中，翼弦根據以下類型的關係而改變：
[0026] C (r) = Cref，如果 k < r < bc X Rmax
[0027] 以及

【權利要求】
1. 一種用於旋翼飛行器的尾部反扭矩裝置（10)的槳葉（1)，所述裝置包括涵道旋翼 (13)，所述槳葉（1)具有三維幾何形狀，且所述三維幾何形狀由在所述槳葉（1)的前緣（2) 和後緣（3)之間延伸的不同翼型部段所限定，並且由所述槳葉（1)的根部段（5)和端部段 (6)徑向限定；至少兩個翼型部段（la-lf)沿積迭線（4)具有不同翼弦值（C)，且所述積迭 線⑷從所述根部段（5)延伸至所述端部段（6)，所述槳葉⑴被扭轉，其中所述槳葉（1) 包括所述翼型部段（la-lf)的積迭線（4)和平面延伸表面的扭轉線，所述積迭線在扭轉之 前限定平面延伸表面，且所述平面延伸表面從所述根部段（5)至所述端部段（6)徑向地限 定，所述扭轉線由預定扭轉關系所限定，而所述積迭線（4)在離所述前緣（2)的位於所述翼 弦（C)的25%至50%的範圍中的距離處延伸，並且在所述平面延伸表面上具有一曲線，所 述曲線從所述根部段（5)連續地包括如下方面：第一後掠（7);前掠（8);以及最後的行進 至所述端部段（6)的最後後掠（9);翼型（la)的所述根部段（5)，所述根部段具有小於翼型 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)從所 述根部段（5)朝所述端部段（6)行進而變得較大，所述端部段（6)具有等於或小於所述根 部段（5)的參照翼弦（C,rf) 1. 6倍的翼弦（C); 其中，所述積迭線（4)使相對於反扭矩裝置（10)的徑向方向所描繪的並且由如下多項 式所給出的曲線：
YAC是所述翼型部段的積迭線在半徑r處的位置；以及 ae、be、以及ce是第一、第二以及第三預定數值。
2. 如權利要求1所述的槳葉（1)，其特徵在於，所述翼型部段具有從所述翼型（la)的 齒部段朝所述端部段（6)而沿徑向方向逐漸減小的相對厚度，以在翼型（If)的9%至6% 範圍內的端部段處具有相對厚度。
3. 如權利要求1所述的槳葉（1)，其特徵在於，翼型（la)9%至14%範圍內的所述根部 段（5)具有相對厚度。
4. 如權利要求1所述的槳葉（1)，其特徵在於，所述槳葉（1)的端部段（6)處的最大翼 弦（C)達到參照翼弦（CMf)乘以因子a。的數值，所述因子比一大並且小於或等於1.6。
5. 如權利要求4所述的槳葉（1)，其特徵在於，所述因子a。等於1. 38。
6. 如權利要求1所述的槳葉（1)，其特徵在於，所述扭轉線與所述積迭線（4)相對應。
7. 如權利要求1所述的槳葉（1)，其特徵在於，所述積迭線（4)具有如下形狀：所述形 狀具有由三次多項式所給出的曲線，且所述積迭線（4)在從所述翼型部段（la-lf)的前緣 (2)開始的所述翼弦（C)的30%距離處延伸。
8. 如權利要求1所述的槳葉（1)，其特徵在於，所述槳葉（1)沿所述積迭線（4)具有六 個不同的翼型部段（la-lf)的組件。
9. 如權利要求1所述的槳葉（1)，其特徵在於，所述前緣（2)從翼型的所述根部段（5) 至翼型的所述端部段（6)連續地具有凹的然後凸的形狀。
10. 如權利要求1所述的槳葉（1)，其特徵在於，所述翼弦（C)具有變化關係，使得對於 翼型當前部段的半徑r的翼弦（C)的數值C(r)由如下公式給出：
其中： k是具有翼型的齒部段（5)的半徑， R_指代具有翼型的所述端部段（6)的最大半徑， (：_指代所述端部段（6)的所述翼弦（C)，等於（ac;XCMf)，其中， X指代乘號，以及 b。和n指代第一和第二預定常量。
11. 如權利要求10所述的槳葉（1)，其特徵在於，所述第一常量b。位於0到1的範圍 中。
12. 如權利要求11所述的槳葉（1)，其特徵在於，所述第一常量b。是0. 68。
13. 如權利要求10所述的槳葉（1)，其特徵在於，所述第二常量n位於1到5的範圍中。
14. 如權利要求13所述的槳葉（1)，其特徵在於，所述第二常量n是1.7。
15. 如權利要求1所述的槳葉（1)，其特徵在於，將所述第一、所述第二和所述第三數值 ae、be、以及選定成獲得積迭線（4)，所述積迭線以在所述槳葉⑴的幾何槳距軸線的任一 側上是基本上相同的分布延伸，以平衡作用在所述槳葉（1)上的靜態槳距控制力矩。
16. 如權利要求1所述的槳葉（1)，其特徵在於，所述第一數值a6是-2. 5681，所述第二 數值\是+3. 9238,所述第三數值c6是+1. 3558。 17?-種反扭矩裝置（10)，包括整流罩（11)，所述整流罩（11)限定氣流通道（12)，所 述氣流通道具有放置在其中的旋翼（13)以及用於驅動所述旋翼（13)的驅動部件和用於調 整所述槳葉（1)的槳距的調整部件，其中所述旋翼（13)設有如權利要求1所述的槳葉（1)。
18.如權利要17所述的裝置（10)，其特徵在於，所述裝置（10)包括在所述旋翼（13) 的槳葉的槳葉通路（15)下遊的氣流導流定子，且所述導流定子設有成型葉片（14)。
【文檔編號】B64C27/467GK104477380SQ201410557017
【公開日】2015年4月1日 申請日期:2011年12月14日 優先權日:2010年12月15日
【發明者】M·簡韋斯, B·格拉斯勒, S·芬克, L·蘇得瑞 申請人:空客直升機