高性能低噪音直升機槳葉的空氣動力學設計的製作方法

2023-07-06 00:18:41 1

專利名稱：高性能低噪音直升機槳葉的空氣動力學設計的製作方法
技術領域：
當直升機槳葉達到高馬赫數時，所述槳葉開始發生失速。 槳葉的失速再次限制了直升機可獲得的前進速度。結果，最好是在槳 葉經歷高馬赫數時延遲直升機主旋翼槳葉的失速。本發明的另一個實施例是具有後部弧面橫截面的主旋翼 直升機槳葉，其中，所述橫截面的翼弦線和所述橫截面的中弧線之間 的差依次達到在所述橫截面的機翼前緣和所述翼弦線的中點之間的第 一最大值、第一最小值、以及在所述中點和所述橫截面的機翼後緣之 間的第二最大值。所述橫截面的翼弦線和所述橫截面的中弧線之間的 差依次為自所述橫截面的機翼前緣起增大直到在所述機翼前緣和所述 翼弦線的中點之間達到第一最大值、然後減小直到在所述中點和所述 橫截面的機翼後緣之間達到第一最小值、再後增大直到在所述中點和所述橫截面的機翼後緣之間達到第二最大值、以及最後減小直到所述 機翼後緣。所述差的斜率依次為自所述機翼前緣起減小直到所述第一 最大值、然後自所述第一最大值起負增大、再後負減小直到所述第一 最小值、接著自所述第一最小值起增大、此後減小直到所述第二最大 值、以及最後自所述第二最大值起負增大直到所述機翼後緣。所述斜 率自所述第一最大值起負增大、再後負減小直到所述第一最小值、接 著自所述第一最小值起增大、此後減小直到所述第二最大值、以及最 後自所述第二最大值起負增大直到所述機翼後緣，以生成所述槳葉的 後部弧面。所述後部弧面產生更高升力、具有更小阻力、並延遲高馬 赫數下的失速。圖l是直升機主旋翼槳葉的示範性橫截面的示意圖，其中 在翼弦線和中弧線之間不存在任何差。圖8是依據本發明一實施例通過試驗結果核實的針對圖3 中的橫截面的壓力高度與真實空氣速度之間關係的示範性計算結果的 曲線圖。圖5是依據本發明一實施例的針對圖3中的橫截面300的 升力係數510與迎角之間關係的示範性試驗結果的曲線圖500。曲線 圖500還包括針對與

圖1所示的橫截面IOO相類似的基線直升機槳葉 橫截面的升力係數520。曲線圖500示出對於所有的迎角而言後部弧 面槳葉橫截面的升力係數510大於常規槳葉橫截面的升力係數520。 因為升力係數與升力成正比，所以曲線圖500暗示了後部弧面槳葉橫 截面可提供比常規槳葉橫截面更大的升力。圖6依據本發明一實施例的圖3中的橫截面300的升阻比 610與升力係數之間關係的示範性試驗結果的曲線圖600。曲線圖600 還包括針對與圖1中所示的橫截面IOO相類似的基線直升機槳葉橫截 面的升阻比620。曲線圖600示出，對於低升力係數值而言，後部弧 面橫截面的升阻比610類似於常規槳葉橫截面的升阻比620。曲線圖600還示出，對於高升力係數值而言，後部弧面橫 截面的升阻比610甚至高於常規槳葉橫截面的升阻比620。換句話說，
而在高升力係數下呈現出更高的升阻比。由此，與常規直升機槳葉相 比，依據本發明一實施例的後部弧面直升機槳葉可提供更高的升力並 具有更小的阻力。在所述方法2000的另一實施例中，所述差的斜率依次為 自機翼前緣起減小直到所述第一最大值、然後自所述第一最大值起負增大、再後負減小直到所述第二最大值、接著自所述第二最大值起負 增大、以及最後負減小直到機翼後緣。所述斜率自所述第一最大值起 負增大、再後負減小直到所述第二最大值、接著自所述第二最大值起 負增大、以及最後負減小直到機翼後緣，以生成所述槳葉的後部弧面。 所述後部弧面產生更高的升力、具有更小的阻力並延遲在高馬赫數下 的失速。
[0094圖21是示出了依據本發明一實施例的用於設計主旋翼直 升機槳葉的後部弧面橫截面的方法2100的流程圖，其中，在橫截面的 翼弦線和橫截面的中弧線之間的差依次達到在橫截面的機翼前緣和翼 弦線的中點之間的第一最大值、最小值、以及在所述中點和橫截面的 機翼後緣之間的第二最大值。
0095在方法2100的步驟2110中，橫截面的翼弦線和橫截面的 中弧線之間的差自橫截面的機翼前緣起增大直到在橫截面的機翼前緣 和翼弦線的中點之間達到第一最大值。
[0096在步驟2120中，所述差減小直到在所述中點和橫截面的 機翼後緣之間達到第 一 最小值。
0097在步驟2130中，所述差增大直到在所述中點和橫截面的 機翼後緣之間達到第二最大值。
[0098在步驟2140中，所述差減小直到機翼後緣。所述差的斜 率依次為自機翼前緣起減小直到所述第一最大值、然後自所述第一最 大值起負增大、再後負減小直到所述第一最小值、接著自所述第一最 小值起增大、此後減小直到所述第二最大值、以及最後自所述第二最 大值起負增大直到機翼後緣。所述斜率自所述第一最大值起負增大、 再後負減小直到所述第一最小值、接著自所述第一最小值起增大、此 後減小直到所述第二最大值、以及最後自所述第二最大值起負增大直 到機翼後緣，以生成所述槳葉的後部弧面。所述後部弧面產生更高的 升力、具有更小的阻力並延遲高馬赫數下的失速。
[0099依據在此4皮露的本發明實施例的系統和方法通過採用後部弧面可顯著地增加直升機主旋翼槳葉的最大升力能力。在所有馬赫 數下均可獲得最大升力。大的俯沖槳葉俯仰力矩將使所述槳葉朝理想
的懸停盤旋(hover twist)方向盤旋(twist)。所述增加的最大升力 能力相對於更高的速度、重力、高度而言延遲了後行槳葉失速，這導 致在更大槳葉負載及高度下的提高的爬升速度和爬升速率。
[00100前述的披露書出於示範和說明目的已說明了本發明的優 選實施例。但是不意圖是窮盡性的或是將本發明限制於所披露的精確 形式。對於本領域的普通技術人員而言，在上述披露書的基礎上，對 在此披露的各種實施例進行諸多改型和修正將是顯而易見的。本發明 的範圍將僅由隨附的權利要求及其等同範圍來限定。
[00101此外，在說明本發明的代表性實施例時，說明書可能已
經以特定的步驟順序來呈現本發明的方法和/或過程。然而，在所述方 法或過程不依賴於在此所述的特定順序的步驟的條件下，所述方法或 過程不應限制於所述的特定順序的步驟。因為，本領域的普通技術人 員將意識到，其他步驟順序也是可行的。由此，在本說明書中所述的 特定順序的步驟不應構成對權利要求的限制。另外，針對本發明的所 述方法和/或過程的權利要求不應限制於按書寫順序來執行所述步驟， 而且本領域的普通技術人員容易意識到，所述順序可以被改變但是依 然處於本發明的精神和範圍內。
權利要求
1.一種主旋翼直升機槳葉，用於產生更高升力、具有更小阻力並延遲高馬赫數下的失速，其包括橫截面，所述橫截面的翼弦線和所述橫截面的中弧線之間的差從所述橫截面的機翼前緣起增大直到在所述橫截面的機翼後緣和所述翼弦線的中點之間的最大值、然後減小直到所述機翼後緣，以生成產生更高升力、具有更小阻力並且延遲高馬赫數下失速的所述槳葉的後部弧面。
2. 如權利要求l所述的槳葉，其特徵在於，所述差的斜率依次為 自所述機翼前緣起減小、然後增大、再後減小直到所述最大值、以及 最後從所述最大值起負增大直到所述機翼後緣；而且所述斜率依次為 增大、再後減小直到所述最大值、以及最後自所述最大值起增大直到 所述機翼後緣，以生成所述後部弧面。
3. 如權利要求l所述的槳葉，其特徵在於，所述後部弧面是所述 槳葉的一體部分。
4. 如權利要求l所述的槳葉，其特徵在於，所述後部弧面包括向 下彎曲的機翼後緣翼片延伸部。
5. —種主旋翼直升機槳葉，用於產生更高升力、具有更小阻力並 延遲高馬赫數下的失速，其包括橫截面，所述橫截面的翼弦線和所述橫截面的中弧線之間的差自 所述橫截面的機翼前緣起增大直到在所述機翼前緣和所述翼弦線的中 點之間的最大值、然後減小直到所述橫截面的機翼後緣；所述差的斜率依次為自所述機翼前緣起減小直到所述最大值、然 後自所述最大值起負增大、再後負減小、以及最後負增大直到所述機 翼後緣；以及所述斜率自所述最大值起負增大、再後負減小、以及最後負增大 直到所述機翼後緣，以生成產生更高升力、具有更小阻力並且延遲高馬赫數下失速的所述槳葉的後部弧面。
6. 如權利要求5所述的槳葉，其特徵在於，所述後部弧面是所述 槳葉的一體部分。
7. 如權利要求5所述的槳葉，其特徵在於，所述後部弧面包括向 下彎曲的機翼後緣翼片延伸部。
8. —種主旋翼直升機槳葉，用於產生更高升力、具有更小阻力並 延遲高馬赫數下的失速，其包括橫截面，所述橫截面的翼弦線與所述橫截面的中弧線之間的差自 所述橫截面的機翼前緣起增大直到在所述機翼前緣和所述翼弦線的中 點之間的最大值、然後減小直到所述橫截面的機翼後緣；所述差的斜率依次為自所述機翼前緣起減小直到所述最大值、然 後自所述最大值起負增大、再後負減小、接著負增大、以及最後負減 小直到所述機翼後緣；以及所述斜率自所述最大值起負增大、再後負減小、接著負增大、以 及最後負減小直到所述機翼後緣，以生成產生更高升力、具有更小阻 力並且延遲高馬赫數下失速的所述槳葉的後部弧面。
9. 如權利要求8所述的槳葉，其特徵在於，所述後部弧面是所述 槳葉的一體部分。
10. 如權利要求8所述的槳葉，其特徵在於，所述後部弧面包括 向下彎曲的機翼後緣翼片延伸部。
11. 一種主旋翼直升機槳葉，用於產生更高升力、具有更小阻力 並且延遲高馬赫數下的失速，其包括橫截面，所述橫截面的翼弦線與所述橫截面的中弧線之間的差依 次為自所述橫截面的機翼前緣起增大直到在所述機翼前緣和所述翼弦 線的中點之間的第一最大值、然後減小直到在所述中點和所述橫截面 的機翼後緣之間的第二最大值、以及最後減小直到所述機翼後緣；所述差的斜率依次為自所述機翼前緣起減小直到所述第一最大 值、然後自所述第一最大值起負增大、再後負減小直到所述第二最大值、以及最後自第二最大值起負增大直到所述機翼後緣；以及所述斜率自所述第一最大值起負增大、再後負減小直到所述第二 最大值、以及最後自所述第二最大值起負增大直到所述機翼後緣，以 生成產生更高升力、具有更小阻力並且延遲高馬赫數下失速的所述槳 葉的後部弧面。
12. 如權利要求11所述的槳葉，其特徵在於，所述第一最大值大 於所述第二最大值。
13. 如權利要求11所述的槳葉，其特徵在於，所述後部弧面是所 述槳葉的一體部分。
14. 如權利要求11所述的槳葉，其特徵在於，所述後部弧面包括 向下彎曲的機翼後緣翼片延伸部。
15. —種主旋翼直升機槳葉，用於產生更高升力、具有更小阻力 並延遲高馬赫數下的失速，其包括橫截面，所述橫截面的翼弦線和所述橫截面的中弧線之間的差依 次為自所述機翼前緣起增大直到在所述機翼前緣和所述翼弦線的中點 之間的第一最大值、然後減小直到在所述中點和所述橫截面的機翼後 緣之間的第二最大值、以及最後減小直到所述機翼後緣；所述差的斜率依次為自所述機翼前緣起減小直到所述第一最大 值、然後自所述第一最大值起負增大、再後負減小直到所述第二最大 值、接著自所述第二最大值起負增大、以及最後負減小直到所述機翼 後緣；以及所述斜率自所述第一最大值起負增大、再後負減小直到所述第二 最大值、接著自所述第二最大值起負增大、以及最後負減小直到所述 機翼後緣，以生成產生更高升力、具有更小阻力並且延遲高馬赫數下 失速的所述槳葉的後部弧面。
16. 如權利要求15所述的槳葉，其特徵在於，所述第一最大值大 於所述第二最大值。
17. 如權利要求15所述的槳葉，其特徵在於，所述後部弧面是所述槳葉的一體部分。
18. 如權利要求15所述的槳葉，其特徵在於，所述後部弧面包括 向下彎曲的機翼後緣翼片延伸部。
19. 一種主旋翼直升機槳葉，用於產生更高升力、具有更小阻力 並延遲高馬赫數下的失速，其包括橫截面，所述橫截面的翼弦線和所述橫截面的中弧線之間的差依 次為自所述橫截面的機翼前緣起增大直到在所述機翼前緣和所述翼弦 線的中點之間的第一最大值、然後減小直到在所述中點和所述橫截面 的機翼後緣之間的第一最小值、再後增大直到在所述中點和所述機翼 後緣之間的第二最大值、以及最後減小直到所述機翼後緣；所述差的斜率依次為自所述機翼前緣起減小直到所述第一最大 值、然後自所述第一最大值起負增大、再後負減小直到所述第一最小 值、接著自所述第一最小值起增大、此後減小直到所述第二最大值、 以及最後自所述第二最大值起負增大直到所述機翼後緣；以及其中，所述斜率自所述第一最大值起負增大、再後負增大直到所 述第一最小值、接著自所述第一最小值起增大、此後減小直到所述第 二最大值、以及最後自所述第二最大值起負增大直到所述機翼後緣， 以生成產生更高升力、具有更小阻力、並延遲高馬赫數下失速的所述 槳葉的後部弧面。
20. 如權利要求19所述的槳葉，其特徵在於，所述第一最大值大 於所述第二最大值。
21. 如權利要求19所述的槳葉，其特徵在於，所述後部弧面是所 述槳葉的一體部分。
22. 如權利要求19所述的槳葉，其特徵在於，所逸後部弧面包括 向下彎曲的機翼後緣翼片延伸部。
23. —種直升機槳葉系統，用於產生更高升力、具有更小阻力並 延遲高馬赫數下的失速，其包括主旋翼槳葉，其具有包括後部弧面的橫截面；以及控制單元；其中所述主旋翼槳葉產生更高升力、具有更小阻力、並延遲高馬 赫數下的失速；所述控制單元調節由所述主旋翼槳葉的所述後部弧面 產生的所增大的俯仰力矩。
24. 如權利要求23所述的系統，其特徵在於，所述橫截面的翼弦 線和所述橫截面的中弧線之間的差自所述橫截面的機翼前緣起增大直 到在所述橫截面的機翼後緣和所述翼弦線的中點之間的最大值、然後 減小直到所述機翼後緣，以生成產生更高升力、具有更小阻力、並延 遲高馬赫數下失速的所述槳葉的後部弧面。
25. 如權利要求24所述的系統，其特徵在於 所述差的斜率依次為自所述機翼前緣起減小、然後增大、再後減小直到所述最大值、以及最後自所述最大值起負增大直到所述機翼後 緣；以及其中所述斜率依次為增大、再後減小直到所述最大值、以及最後 自所述最大值起增大直到所述機翼後緣，以生成所述後部弧面。
26. 如權利要求23所述的系統，其特徵在於所述橫截面的翼弦線和所述橫截面的中弧線之間的差自所述橫截 面的機翼前緣起增大直到在所述機翼前緣和所述翼弦線的中點之間的 最大值、然後減小直到所述橫截面的機翼後緣；所述差的斜率依次為自所述機翼前緣起減小直到所述最大值、然 後自所述最大值起負增大、再後負減小、以及最後負增大直到所述機 翼後緣；以及所述斜率自所述最大值起負增大、再後負減小、以及最後負增大 直到所述機翼後緣，以生成產生更高升力、具有更小阻力、並延遲高 馬赫數下失速的所述槳葉的後部弧面。
27. 如權利要求23所述的系統，其特徵在於所述橫截面的翼弦線與所述橫截面的中弧線之間的差自所述橫截 面的機翼前緣起增大直到在所述機翼前緣和所述翼弦線的中點之間的最大值、然後減小直到所述橫截面的機翼後緣；所述差的斜率依次為自所述機翼前緣起減小直到所述最大值、然 後自所述最大值起負增大、再後負減小、接著負增大、以及最後負減 小直到所述機翼後緣；以及所述斜率自所述最大值起負增大、再後負減小、接著負增大、以 及最後負減小直到所述機翼後緣，以生成產生更高升力、具有更小阻 力、並延遲高馬赫數下失速的所述槳葉的後部弧面。
28. 如權利要求23所述的系統，其特徵在於所述橫截面的翼弦線與所述橫截面的中弧線之間的差依次為自所 述橫截面的機翼前緣起增大直到在所述機翼前緣和所述翼弦線的中點 之間的第一最大值、然後減小直到在所述中點和所述橫截面的機翼後 緣之間的第二最大值、以及最後減小直到所述機翼後緣；所述差的斜率依次為自所述機翼前緣起減小直到所述第一最大 值、然後自所述第一最大值起負增大、再後負減小直到所述第二最大 值、以及最後自第二最大值起負增大直到所述機翼後緣；以及所述斜率自所述第一最大值起負增大、再後負減小直到所述第二 最大值、以及最後自所述第二最大值起負增大直到所述機翼後緣，以 生成產生更高升力、具有更小阻力、並延遲高馬赫數下失速的所述槳 葉的後部弧面。
29. 如權利要求23所述的系統，其特徵在於所述橫截面的翼弦線和所述橫截面的中弧線之間的差依次為自所 述橫截面的機翼前緣起增大直到在所述機翼前緣和所述翼弦線的中點 之間的第一最大值、然後減小直到在所述中點和所述橫截面的機翼後 緣之間的第二最大值、以及最後減小直到所述機翼後緣；所述差的斜率依次為自所述機翼前緣起減小直到所述第一最大 值、然後自所述第一最大值起負增大、再後負減小直到所述第二最大 值、接著自所述第二最大值起負增大、以及最後負減小直到所述機翼 後緣；以及所述斜率自所述第一最大值起負增大、再後負減小直到所述第二 最大值、接著自所述第二最大值起負增大、以及最後負減小直到所述 機翼後緣，以生成產生更高升力、具有更小阻力、並延遲高馬赫數下 失速的所述槳葉的後部弧面。
30. 如權利要求23所述的系統，其特徵在於所述橫截面的翼弦線和所述橫截面的中弧線之間的差依次為自所 述橫截面的機翼前緣起增大直到在所述機翼前緣和所述翼弦線的中點 之間的第一最大值、然後減小直到在所述中點和所述橫截面的機翼後 緣之間的第一最小值、再後增大直到在所述中點和所述機翼後緣之間 的第二最大值、以及最後減小直到所述機翼後緣；所述差的斜率依次為自所述機翼前緣起減小直到所述第一最大 值、然後自所述第一最大值起負增大、再後負減小直到所述第一最小 值、接著自所述第一最小值起增大、此後減小直到所述第二最大值、 以及最後自所述第二最大值起負增大直到所述機翼後緣；以及所述斜率自所述第一最大值起負增大、再後負減小直到所述第一 最小值、接著自所述第一最小值起增大、此後減小直到所述第二最大 值、以及最後自所述第二最大值起負增大直到所述機翼後緣，以生成 產生更高升力、具有更小阻力、並延遲高馬赫數下失速的所述槳葉的 後部弧面。
31. 如權利要求23所述的系統 固定可調平衡彈簧。
32. 如權利要求23所述的系統 電可調平衡彈簧。
33. 如權利要求23所述的系統 壓缸。
34. —種用於設計主旋翼直升機槳葉的橫截面以產生更高升力、 具有更小阻力並延遲在高馬赫數下失速的方法，其包括使所述橫截面的翼弦線和所述橫截面的中弧線之間的差自所述橫，其特徵在於，所述控制單元包括 ，其特徵在於，所述控制單元包括 ，其特徵在於，所述控制單包括液截面的機翼前緣起增大直到在所述橫截面的機翼後緣和所述翼弦線的中點之間的最大值；以及使所述差從所述最大值起減小直到所述機翼後緣，以生成產生更 高升力、具有更小阻力、並延遲高馬赫數下失速的所述槳葉的後部弧 面。
35. 如權利要求34所述的方法，其特徵在於，所述差的斜率依次 為自所述機翼前緣起減小、然後增大、再後減小直到所述最大值、以 及最後自所述最大值起負增大直到所述機翼後緣；以及其中所述斜率依次為增大、再後減小直到所述最大值、以及最後 自所述最大值起增大直到所述機翼後緣，以生成所述後部弧面。
36. —種用於設計主旋翼直升機槳葉的橫截面以產生更高升力、 具有更小阻力並延遲高馬赫數下失速的方法，其包括使所述橫截面的翼弦線和所述橫截面的中弧線之間的差自所述橫 截面的機翼前緣起增大直到在所述機翼前緣和所述翼弦線的中點之間 的最大值；以及使所述差減小直到所述橫截面的機翼後緣；其中所述差的斜率依次為自所述機翼前緣起減小直到所述最大 值、然後自所述最大值起負增大、再後負減小、以及最後負增大直到 所述才幾翼後緣；以及其中所述斜率自所述最大值起負增大、再後負減小、以及最後負 增大直到所述機翼後緣，以生成產生更高升力、具有更小阻力、並延 遲高馬赫數下失速的所述槳葉的後部弧面。
37. —種用於設計主旋翼直升機槳葉的橫截面以產生更高升力、 具有更小阻力並延遲在高馬赫數下失速的方法，其包括使所述橫截面的翼弦線與所述橫截面的中弧線之間的差自所述橫 截面的機翼前緣起增大直到在所述機翼前緣和所述翼弦線的中點之間 的最大值；以及使所述差減小直到所述橫截面的機翼後緣；其中所述差的斜率依次為自所述機翼前緣起減小直到所述最大 值、然後自所述最大值起負增大、再後負減小、接著負增大、以及最後負減小直到所述機翼後緣；以及其中所述斜率自所述最大值起負增大、再後負減小、接著負增大、 以及最後負減小直到所述機翼後緣，以生成產生更高升力、具有更小 阻力、並延遲高馬赫數下失速的所述槳葉的後部弧面。
38. —種用於設計主旋翼直升機槳葉的橫截面以產生更高升力、 具有更小阻力並延遲高馬赫數下失速的方法，其包括使所述橫截面的翼弦線與所述橫截面的中弧線之間的差自所述橫 截面的機翼前緣起增大直到在所述機翼前緣和所述翼弦線的中點之間 的第一最大值；以及使所述差減小直到在所述中點和所述橫截面的機翼後緣之間的第 二最大值；以及使所述差減小直到所述機翼後緣；其中所述差的斜率依次為自所述機翼前緣起減小直到所述第一最 大值、然後自所述第一最大值起負增大、再後負減小直到所述第二最 大值、以及最後自第二最大值起負增大直到所述機翼後緣；以及其中所述斜率自所述第 一最大值起負增大、再後負減小直到所述 第二最大值、以及最後自所述第二最大值起負增大直到所述機翼後緣， 以生成產生更高升力、具有更小阻力、並延遲高馬赫數下失速的所述 槳葉的後部弧面。
39. —種用於設計主旋翼直升機槳葉的橫截面以產生更高升力、 具有更小阻力並延遲高馬赫數下失速的方法，其包括使所述橫截面的翼弦線和所述橫截面的中弧線之間的差自所述橫 截面的機翼前緣起增大直到在所述機翼前緣和所述翼弦線的中點之間 的第一最大值；使所述差減小直到在所述中點和所述橫截面的機翼後緣之間的第 二最大值；以及使所述差減小直到所述機翼後緣；其中所述差的斜率依次為自所述機翼前緣起減小直到所述第 一最 大值、然後自所述第一最大值起負增大、再後負減小直到所述第二最 大值、接著自所述第二最大值起負增大、以及最後負減小直到所述機 翼後緣；以及其中所述斜率自所述第一最大值起負增大、再後負減小直到所述 第二最大值、接著自所述第二最大值起負增大、以及最後負減小直到 所述機翼後緣，以生成產生更高升力、具有更小阻力、並延遲高馬赫 數下失速的所述槳葉的後部孤面。
40. —種用於設計主旋翼直升機槳葉的橫截面以產生更高升力、 具有更小阻力並延遲高馬赫數下失速的方法，其包括使所述橫截面的翼弦線和所述橫截面的中弧線之間的差自所述橫 截面的機翼前緣起增大直到在所述機翼前緣和所述翼弦線的中點之間的第一最大值；使所述差減小直到在所述中點和所述橫截面的機翼後緣之間的第 一最小值；使所述差增大直到在所述中點和所述機翼後緣之間的第二最大 值；以及使所述差減小直到所述機翼後緣；其中所述差的斜率依次為自所述機翼前緣起減小直到所述第一最 大值、然後自所述第一最大值起負增大、再後負減小直到所述第一最 小值、接著自所述第一最小值起增大、此後減小直到所述第二最大值、 以及最後自所述第二最大值起負增大直到所述機翼後緣；以及其中所述斜率自所述第一最大值起負增大、再後負減小直到所述 第一最小值、接著自所述第一最小值起增大、此後減小直到所述第二 最大值、以及最後自所述第二最大值起負增大直到所述機翼後緣，以 生成產生更高升力、具有更小阻力、並延遲高馬赫數下失速的所述槳 葉的後部弧面。
全文摘要
本發明的一個實施例是用於產生更高升力、具有更小阻力、並延遲高馬赫數下失速的主旋翼直升機槳葉。所述槳葉的橫截面包括後部弧面。所述橫截面的翼弦線和所述橫截面的中弧線之間的差自所述橫截面的機翼前緣起增大直到在所述橫截面的機翼後緣和所述翼弦線的中點之間的最大值、然後減小直到所述機翼後緣，以生成所述槳葉的後部弧面。所述後部弧面產生更高升力、具有更小阻力、並延遲高馬赫數下的失速。
文檔編號B64C27/467GK101541634SQ200780036537
公開日2009年9月23日 申請日期2007年8月3日 優先權日2006年8月3日
發明者A·K·阿格尼霍特裡, J·C·納拉莫爾, J·J·希林斯 申請人:貝爾直升機特克斯特龍有限公司