專利名稱：：用于飛機旋翼的具有后掠翼梢的槳葉的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
：本發(fā)明涉及一種用于飛機旋翼的漿葉，其具有一后掠翼梢，該飛機對高速飛行來說是最佳的。在盤旋飛行和向前飛行中，旋翼飛機的旋翼性能，特別是直升飛機的旋翼性能由下列現(xiàn)象來限定—高速飛行中，推進的槳葉的負壓面和壓力面上形成的沖擊波；—當(dāng)直線飛行中有升舉要求時，在飛機后傾槳葉的負壓面上，由于邊界層的消失而失速；—由前槳葉和后槳葉產(chǎn)生的渦流相互作用，導(dǎo)致在盤旋飛行中能量大致分解成兩種形式在其外廓上形成動力和阻力。除了存在性能下降外，還存在由沖擊不定位性(高速飛行中)或當(dāng)邊界渦流直接撞擊槳葉(降落中)中升力脈沖的變化，沖擊及槳葉——渦流相互作用也產(chǎn)生脈沖噪聲形式的聲音問題。也可以發(fā)現(xiàn)飛機旋翼的槳葉性能大致取決于與槳葉結(jié)構(gòu)有關(guān)的參數(shù)，例如a)槳葉面積的徑向分布；b)槳葉翼梢的后掠；c)外廓的相對厚度變化；d)外廓折彎的分布；e)槳葉翼梢的傾斜；下面詳細述說這些參數(shù)對旋翼槳葉性能的影響。a)槳葉面積的徑向分布由于旋翼飛機的旋翼的基本截面或外廓均與同一升力系數(shù)CZ有關(guān)，該線性升力隨局部弦長L(r)及局部速度的平方而變化，其直接與截面的半徑(徑向位置)r成正比。其意味著槳葉的總升力與平均弦長L成正比例變化，該平均弦長L由半徑r的平方律加權(quán)來確定其中Ro表示槳葉根部端槳葉起始處的半徑r，而R表示槳葉全長半徑。通常作法是，在該平均弦長L基礎(chǔ)上，比較槳葉不同形狀的性能。與通常矩形的槳葉相比，計算結(jié)果已示出而且實踐也已證實；尤其在高速時，減少槳葉外側(cè)端(錐形)的弦長能改進其性能。通過翼梢弦長減短來減少外廓阻力，來達到改進其性能。在翼梢區(qū)域上的沖擊作用在一較小的面積上，而未受沖擊的槳葉中央部位提供了大部分具有最大空氣動力利用率的升力此處升力/阻力比為最大值。沿槳葉其余長度方向上的弦長增加，需要保持平均弦長為一常數(shù)，但是應(yīng)注意平均弦長是r2加權(quán)得來的。這樣使得旋翼大大加重。然而，將槳葉朝翼梢方向上削失，且通常與槳葉翼梢后掠相結(jié)合，是普遍采用改進性能的方法如專利FR-2617118和FR-2473983所示。專利FR-2311713提出了另外一種非常不同的結(jié)構(gòu)，在其它的特別特征中，在位于槳葉總半徑R的約87％的部分內(nèi)存在著明顯加寬弦長。特別是當(dāng)槳葉后傾時，該裝置促使激烈且恒定的阻止失速的渦流產(chǎn)生。然而這種想法是將槳葉面積集中在翼梢處，等于將旋翼的有效部分減少到周邊圈上。這樣使得誘導(dǎo)流很少均勻一致，而且誘導(dǎo)功率增加，這是飛行中的一特別難題。避免弦長急劇變化及有關(guān)缺陷的槳葉設(shè)計形成專利FR-2689852的主題，該專利是申請人公司的申請。在該設(shè)計中，最大的弦長仍接近于翼梢，同樣提出了增加升力量。然而這種設(shè)計不適合中等升力的高速飛行，因為在此條件下，接近翼梢的長弦長截面受到了由于空氣壓縮因素而增加的阻力，同時具有最大空氣動力率(升力/阻力比)的區(qū)間遠離翼梢。利用具有最大的空氣動力率的這種槳葉中央?yún)^(qū)間只占槳葉面積的很小比例。b)槳葉的翼梢后掠另外，為了限制沖擊波的出現(xiàn)范圍和其沖擊密度，槳葉翼梢向后彎是非常有利的。后掠角∧由壓力中心線(大約在弦長四分之一前一點)來確定，并且可調(diào)間隔軸減弱有效馬赫數(shù)，因此后掠的槳葉翼梢構(gòu)成了減少空氣壓縮帶來的不利影響的有效結(jié)構(gòu)，特別是當(dāng)出現(xiàn)沖擊波時。這類后掠的槳葉翼梢特別描述在專利FR-2311713，RF-2433983和FR-2617118上，并實際運用在一些直升飛機上。然而，后掠角的大小及上面提到的翼梢占用的槳葉半徑數(shù)目，事實上是由空氣動力的升力和向后偏移的重心產(chǎn)生的扭力來確定的。專利FR-2311713提出了將槳葉部分前移，以平衡槳葉翼梢向后偏移。這樣可以使后掠區(qū)間延伸到槳葉半徑的較大部分上。然而向前偏移的前沿部分及槳葉內(nèi)側(cè)部分之間的連接不連貫，而且這樣的相連產(chǎn)生的渦流引起接近旋翼槳轂處外廓過早失速。高速時，在連接點處前沿的凹形集中并局部增強了有害沖擊波的減小乃至抵消后掠翼梢有利的作用。專利FR-2397328也建議把前沿往后移，但這是因為不同的緣故，這里不存在減少扭力的問題，而是認為在有利操縱方式下帶來了槳葉的彈性變形。然而，如果后掠角超過45°的話，高速飛行時的后掠角變成了不利的因素。當(dāng)槳葉后掠且在高速直線飛行中，其位于旋翼轉(zhuǎn)盤的后扇形部位上時，空氣流動特別平行于槳葉前沿這樣暫時地減少翼梢空氣動力升力而增加了其阻力，從而導(dǎo)致了性能上的整體降低，專利FR-2689852提出的后掠槳葉也遇到了這類問題。c)外廓的相對厚度的變化槳葉橫截面的相對厚度是由絕對厚度與外廓的弦長之比來確定的，即e/L，該外廓是構(gòu)成該截面的外型線。傳統(tǒng)的槳葉，在其絕大部分半徑長度上是一固定的弦長，通常使用在槳葉根部端，外廓的相對厚度為10％至14％，其給出了足夠的扭力剛度，但沒給出高速時足夠好的性能。例如在專利FR-2689852中，減少槳葉根部的弦長很可能改進高速性能，由于空氣動力入射變化非常大并且在稱之為“橫向—流圈”的區(qū)間內(nèi)，后沿受到外廓的不良，因此槳葉根部的空氣動力率不好。然而，減少弦長則極易減少槳葉的剛度，并且通過將翼梢偏置于可調(diào)間隔軸也使扭力變形更加重了，其假設(shè)前提是振幅大到減弱其性能，或者交替地來改進如上所述那么多內(nèi)容。d)外廓折彎的分布另外弦長的徑向分布及槳葉翼梢的后掠，槳葉的基本截面折彎的分布也在改進該槳葉中起著作用。該槳葉折彎由變化的角度構(gòu)成，其外廓沿槳葉半徑而設(shè)置，在此情形下，外側(cè)端或槳葉翼梢在相對低的入射角下迎著空氣流，而槳葉根部在高入射角下迎著空氣流。這樣使得升力在整個旋翼面積上分布更加均勻一致，從而使得所吸收功率在盤旋飛行中更加均勻一致。因此該折彎的特征在于在該槳葉的兩端之間的角度設(shè)置不同。然而，當(dāng)旋翼飛機高速飛行，而槳葉向前傾時，已知高度折彎可能引起槳葉外側(cè)端產(chǎn)生負(向下)升力。從而性能下降，而且振動明顯增加。因此，折彎選擇應(yīng)兼顧下面兩者一方面，盤旋飛行且低速時需要高度折彎，另一方面，向前飛行時，需要一更合適的折彎量。為了簡便起見，折彎的徑向分布往往是線性的，其意味著總折彎是需要確定所有的基本截面角度設(shè)置的集合。然而，為了改進性能，專利FR-2636593提出了一非線性折彎，該折彎位于槳葉的外側(cè)端，例如在位于槳葉總半徑R的85％和100％之間附加一額外的折彎量。這作用是對于一給定升力量而言減少邊界渦流的強度，以至抵消它，這樣改善了低速性能，并減弱降落時槳葉/渦流相互作用的噪音。然而，該裝置不可能阻止失速限制，及在高速時功率節(jié)省下降。專利FR-2689852提出了在槳葉半徑約45％和80％之間的中央?yún)^(qū)間中增加折彎量。這類型的修改的目的在于提高升力量，而對提高高速時效率的旋翼來說不是最佳的。e)槳葉翼梢傾斜角通常，槳葉是這樣構(gòu)造的，其外廓的壓力中心一般確定在四之一弦長前的中間厚度點處，并或多或少保持在可調(diào)間隔軸上，且沿槳葉半徑整個長度都如此。此外，槳葉翼梢后掠一般是通過變換確定平面上的壓力中心來達到，一方面，通過可調(diào)間隔軸變換，另一方面，通過翼梢區(qū)間的外廓弦長方向來變換。專利FR-2617618描述了一種相對這傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)的改進裝置，其包括使壓力中心線位于穿過可調(diào)間隔軸的平面上，但與弦成一角度，從而槳葉翼梢處外廓壓力中心約低于槳葉的內(nèi)側(cè)部分。因此由一槳葉外側(cè)端產(chǎn)生的邊界流遠離了下一槳葉，這樣的結(jié)果是減弱了相互作用的強度，特別是在盤旋飛行時如此。這導(dǎo)致特別是在盤旋飛行和低速飛行時旋翼吸收功率明顯減少。這個接近意思即使在專利FR-2617118中也是用“miseendiedre[drooping]”來表示，壓力中心漸進變化(拋物線方式)，而不是如專利FR-2689852中簡單的“break”。因此，可以看出上述沒有一件文檔所述結(jié)構(gòu)總體是無缺陷的。在本發(fā)明文本中涉及一用于旋翼的槳葉，有一后掠翼梢，其設(shè)計的幾何形狀對保證最好性能來說是最佳的，特別是在高速飛行時如此。至此，用于飛機旋翼的有一后掠翼梢的槳葉，其槳葉用來構(gòu)成旋翼的一部分，旋翼的槳轂與所述的槳葉相連，槳葉能繞所述的槳轂的軸旋轉(zhuǎn)，所述的槳葉有一前沿和一后沿，是由連續(xù)的基本橫截面的構(gòu)成，其截面由從所述的槳轂的旋轉(zhuǎn)軸到每一截面的距離r確定，每一截面有一確定的弦長外廓及偏離可調(diào)間隔軸的壓力中心，可調(diào)間隔軸垂直于所述截面，決定了所述的槳葉的后掠，是非常明顯，按照本發(fā)明，即，將所述的槳葉沿其徑向長度細分成四個區(qū)間，即第一區(qū)間，其從槳葉的內(nèi)側(cè)邊沿延伸到位于約槳葉總長度距離66％的第一截面上，從槳轂的旋轉(zhuǎn)軸算起，第二區(qū)間，其從第一截面延伸到位于約槳葉總長度距離85％的第二截面上，第三區(qū)間，其從第二截面延伸到位于約槳葉總長度距離的93％和97％之間的第三截面，而第四區(qū)間，其從第三截面延伸到外側(cè)自由邊沿，在所述的第一區(qū)間內(nèi)弦長L以或多或少線性方式增加，其在所述的第二區(qū)間內(nèi)到達最大且為常數(shù)，在所述的第三區(qū)間內(nèi)以線性下降，在所述第四區(qū)間內(nèi)以拋物線形式下降，且在與第三區(qū)間相接合邊界應(yīng)滿足弦長變化率連續(xù)的條件，在所述的第一區(qū)間內(nèi)壓力中心偏離可調(diào)節(jié)間隔軸的偏移量Y’f是正的且與距離r成正比例增加，在所述的第二區(qū)間內(nèi)達到最大且為常數(shù)，在所述的第三區(qū)間內(nèi)呈線性下降且變成負的，因此后掠角∧保持為一常數(shù)約等于25°，在所述的第四區(qū)間以拋物線形式下降，且在與所述第三區(qū)間相接合的邊界上應(yīng)滿足后掠角∧連續(xù)的條件，直至在翼梢處達到最低的負值。因而如上限定的槳葉的幾何形狀對于旋翼飛機，特別是直升飛機而言可從保證最佳性能，其中升力由槳葉組成的旋翼提供，例如飛行在315km/h和350km/h之間的高巡航速度下，有一最合適升力量，表現(xiàn)出外廓平均升力系數(shù)Czm位于0.3和0.5之間。更具體地說，事實上按照本發(fā)明沿著槳葉半徑上將最大弦長位置轉(zhuǎn)換到接近槳葉半徑中間部位，可以獲得更高速度量，可以得到更長的朝向翼梢的弦長減少的區(qū)間。該裝置也可以縮短朝向槳葉根部的弦長減少區(qū)間，其使得結(jié)構(gòu)堅固，減少不良的扭力變形。而且，記住壓力中心在此定義為一點，其位于前沿與后沿之間四分之一前的每一截面上，其偏移量Y’f是在弦長方向上的可調(diào)間隔和壓力中心之間的距離，當(dāng)載面變化發(fā)生在朝向前沿上時，其偏移量Y’f是正的。后掠角定義為從上看的位于截面壓力中心相連曲線的切線與可調(diào)間隔軸之間的夾角。后掠在槳葉翼梢處筆直向后。該角∧能從控制Y’f變化的規(guī)律中直接導(dǎo)出∧(r)＝arctan(dY’f/dr)后掠角的有利作用是減少沖擊波強度，獲得的后掠角的總角度值在30°和45°之間，僅在槳葉翼梢尖處達到最大值45°。由于弦長漸進地下降，與沿置于最寬弦長和翼梢之間在整個槳葉部分的后沿相結(jié)合，因此本發(fā)明可以將翼梢處的角度∧限定到最大值45°。本新裝置的另一有利影響寓于這樣作用中，尤其是和專利FR-2689852中的情況相比，相對可調(diào)節(jié)間隔軸的翼梢處壓力中心的后偏移量減小，這能減少槳葉的扭力變形?？刂葡议L變化規(guī)律應(yīng)最好置于兩者之間—下限ABCDE，這樣點A，B，C，D和E的坐標(biāo)如下</tables>連接這些點的線構(gòu)成了如下的ABCDE的范圍</tables>Ra，Rb，Rc，Rd和Re表示A，B，C，D和E沿槳葉的相應(yīng)位置，及—上限FGHIJ，其點F，G，H，I和J的坐標(biāo)如下連接這些點的線構(gòu)成了如下FGHIJ的范圍Rf，Rg，Rh，Ri和Rj表示F，G，H，I和J沿槳葉的相應(yīng)位置。位于下限ABCDE和上限FGHIJ之間的一優(yōu)選曲線，由點P，Q，R，S和T構(gòu)成，其坐標(biāo)如下連接這些點的線構(gòu)成了這樣的PQRST曲線<p><p>Rp，Rq，Rr，Rs和Rt表示沿槳葉相應(yīng)點P，Q，R，S和T沿槳葉的相應(yīng)位置。另外，控制壓力中心偏移量變化的規(guī)律應(yīng)最好置于兩者之間—下限A’B’C’D’E’，其點A’，B’，C’，D’和E’的坐標(biāo)如下連接這些點的線構(gòu)成了如下A’B’C’D’E’的范圍Ra’，Rb’，Rc’，Rd’和Re’表示點A’，B’，C’，D’及E’沿槳葉的相應(yīng)位置，及—上限F’G’H’I’J’，其點F’，G’，H’，I’和J’的坐標(biāo)如下連接這些點的線構(gòu)成了如下F’G’H’I’J’的范圍</tables>Rf’，Rg’，Rh’，Ri’和Rj’表示點F’，G’，H’，I’和J’沿槳葉的相應(yīng)位置。在下限A’B’C’D’E’和上限F’G’H’I’J’之間的一優(yōu)選曲線由點P’，Q’，R’，S’和T’構(gòu)成，其坐標(biāo)如下</tables>連接這樣點的線構(gòu)成了如下P’Q’R’S’T’的曲線</tables>Rp’，Rq’，Rr’，Rs’和Rt’表示點P’，Q’，R’，S’和T’沿槳葉的相應(yīng)位置。更好地，在沿所述的徑向長度方向控制變化的規(guī)律及在每一所述區(qū)間上的參數(shù)，一方面是相對應(yīng)于平均弦長L的每一截面的弦長L，另一方面每一截面壓力中心偏離可調(diào)間隔軸的偏移量Y’f，這些參數(shù)應(yīng)保證所述的槳葉的整個壓力中心或多或少地置于所述的可調(diào)間隔軸上?？刂茐毫χ行腪v/R在垂直軸上變化的規(guī)律也應(yīng)使得在槳葉翼梢的外廓壓力中心明顯低于槳葉的內(nèi)側(cè)部分。因而由一槳葉外側(cè)端產(chǎn)生的邊界渦流遠離下一個槳葉，其結(jié)果是在盤旋飛行時減少了相互作用強度。這導(dǎo)致旋翼吸收的功率明顯減少，特別是在盤旋和低速飛行時如此。最好，控制壓力中心在垂直軸上變化的規(guī)律置于兩者之間—下限A”B”C”D”E”，其點坐標(biāo)如下連接這些點的線構(gòu)成了如下F”G”H”I”J”的范圍</tables>Rf”，Rg”，Rh”，Ri”和Rj”表示點F”，G”，H”，I”和J”沿槳葉的相應(yīng)位置。位于下限A”B”C”D”E”和上限F”G”H”I”J”的一優(yōu)選曲線，其由點P”，Q”，R”，S”和T”構(gòu)成，其坐標(biāo)如下</tables>連接這樣點的線構(gòu)成了如下的曲線P”Q”R”S”T”</tables>Rp”，Rq”，Rr”，Rs”和Rt”表示點P”，Q”，R”，S”和T”沿槳葉的相應(yīng)位置。另外，控制截面相對厚度e/L的變化規(guī)律可以置于兩者之間—下限UVW，其點U，V和W坐標(biāo)如下</tables>連接這些點的線構(gòu)成UVW如下的范圍</tables>Ru，Rv和Rw表示點U，V，W沿槳葉的相應(yīng)位置，及—上限XYZ，其點X，Y和Z的坐標(biāo)如下</tables>連接這些點的線構(gòu)成XYZ如下的范圍</tables>Rx，Ry和Rz表示點X，Y和Z沿槳葉相應(yīng)的位置。位于下限UVW和上限XYZ之間的優(yōu)選曲線，由點K，L和M構(gòu)成，其坐標(biāo)如下</tables>連接這些點的線構(gòu)成KLM如下的范圍</tables>Rk，Rl和Rm表示點K，L和M沿槳葉相應(yīng)的位置。通過附圖能更加清楚理解本發(fā)明所達到的目的，在這些附圖中，相同的標(biāo)號代表相似的部件。圖1是按照本發(fā)明的直升飛機旋翼槳葉的輪廓透視圖。圖2表示，從上面看，按照本發(fā)明的槳葉的一實施例。圖3是一曲線圖，示出了沿槳葉徑向間隔的弦長變化。圖4是一曲線圖，示出了沿槳葉徑向間隔的壓力中心偏移量的變化。圖5是一曲線圖，示出了在立軸上的彎曲中心相對于結(jié)構(gòu)平面的關(guān)系，如下面所限定一樣。圖6是一曲線圖，示出了槳葉橫截面的厚度變化。如圖1所示，按照本發(fā)明有后掠翼梢的槳葉構(gòu)成了旋翼的一部分，旋翼的槳轂2完全用圖表說明，而對旋翼的另外槳葉不予描述。該槳葉1通過槳葉鉸節(jié)及保持件3與槳轂2相連，特別是一可調(diào)間隔的鉸節(jié)，用來調(diào)節(jié)槳葉繞軸4的間隔，軸4是一如傳統(tǒng)所述的公知的可調(diào)間隔軸。而且，槳葉1有一前沿5和一后沿6，槳葉1是由連續(xù)的基本橫截面構(gòu)成。截面7是圖1所指的一個截面。每一基本截面7由從槳轂的轉(zhuǎn)動軸2A到所述的截面的距離r來確定，并有一確定的弦長L和一壓力中心(該點在空氣動力升力作用中是變化的)，該壓力中心“曲線”沿槳葉的徑向間隔如圖2中8所示。壓力中心與正交于所述的連續(xù)截面7的可調(diào)間隔軸4之間的偏移量決定了槳葉后掠，從圖2中可更清楚地看到。按照本發(fā)明精確確定的槳葉1的允許面積的幾何結(jié)構(gòu)將描述如下。該結(jié)構(gòu)參考構(gòu)架被選作一正交的三維空間體，其原點O是該旋翼的中心。軸OX是該可調(diào)間隔的軸4，其意味著第一坐標(biāo)與從轉(zhuǎn)動中心O量起的半徑r相同，第二軸OY，正交于軸OX，其構(gòu)成指向前沿5的用于表述角度及點的參考方向設(shè)定。第三軸OZ垂直于軸OX和OY限定的平面，其朝上(朝向該外廓的負壓面)，用于表述點。如果旋翼逆時鐘方向轉(zhuǎn)動，該三維坐標(biāo)系以標(biāo)準(zhǔn)方式向上。也應(yīng)該清楚地理解當(dāng)旋翼是順時鐘轉(zhuǎn)動時，其仍然有效。平面OX，OY稱之為結(jié)構(gòu)平面或參考平面。選擇平面OX，OY與槳葉的零升力平面一致。槳葉面積(槳葉外殼)由基本橫截面7集合而成，該基本截面7相互平行，且平行于平面OX，OZ及垂直于可調(diào)間距軸OX。每一基本截面由它的半徑r來確定，半徑r(從軸OY到該截面的距離)是位于RO(實際槳葉部分的起始點)和R(槳葉翼梢或外側(cè)端)之間的距離。確定槳葉1的任一基本截面7的形狀的參數(shù)通常由專利FR-2689852可知。本發(fā)明所論述的槳葉細分成將要描述的四個區(qū)間，其不取決于彎曲及需要特別細分的截面的相對厚度。這四個區(qū)間如下—第一區(qū)間，其從與實際槳葉部分起始點相應(yīng)的節(jié)點RO延伸至位于約總半徑R66％的節(jié)點R1處；—第二區(qū)間，其從節(jié)點R1處延伸至位于約總半徑85％的節(jié)點R2處；—第三區(qū)間，其從節(jié)點R2處延伸于位于總半徑的93％和97％之間的節(jié)點R3處；—第四區(qū)間，其從節(jié)點R3處延伸至槳葉的翼梢(半徑R)。按照本發(fā)明，在所述的第一區(qū)間中，該弦長L一般以線性增長，在所述的第二區(qū)間中，到達最大且為常量，在所述的第三區(qū)間中，以線性下降，在所述的第四區(qū)間中按拋物線函數(shù)下降，在該區(qū)間與第三區(qū)間相接合的邊界上應(yīng)滿足弦長變化率連續(xù)的要求，在所述的第一區(qū)間壓力中心從可調(diào)軸的偏移量Y’f是正的，且相對于距離r成比例增加，在所述的第二區(qū)間中到達最大且為常量，在所述的第三區(qū)間中呈線性下降且變成負的，這樣后掠角∧向后保持一常數(shù)值，約等于25°，在所述的第四區(qū)間中根據(jù)拋物線函數(shù)下降，在該區(qū)間與第三區(qū)間相接合的邊界上應(yīng)滿足后掠角∧連續(xù)的規(guī)律，直至在翼梢處達到最低負值為止。如圖3所示，控制弦長變化的規(guī)律最好置于兩者之間—下限ABCDE，這些點A，B，C，D和E的坐標(biāo)如下連接這些點的線構(gòu)成了如下的ABCDE的范圍Ra，Rb，Rc，Rd和Re表示A，B，C，D和E沿槳葉的相應(yīng)位置，并且—上限FGHIJ，這些點F，G，H，I和J的坐標(biāo)如下連接這些點的線構(gòu)成如下的FGHIJ的范圍Rf，Rg，Rh，Ri和Rj表示F，G，H，I和J沿槳葉的相應(yīng)位置。如圖3所示，位于下限ABCDE和上限FGHIJ之間的一優(yōu)選曲線，由點P，Q，R，S和T構(gòu)成，其坐標(biāo)如下連接這些點的線構(gòu)成了如下的PQRST曲線Rp，Rq，Rr，Rs和Rt表示點P，Q，R，S和T沿槳葉的相應(yīng)位置。另外，如圖4所示，控制壓力中心偏移量的規(guī)律最好是位于下述兩者之間—下限A’B’C’D’E’，其點A’，B’，C’，D’和E’的坐標(biāo)如下連接這些點的線構(gòu)成了A’B’C’D’E’如下的范圍Ra’，Rb’，Rc’，Rd’和Re’表示點A’，B’，C’，D’及E’沿槳葉的相應(yīng)位置，且—上限F’G’H’I’J’，其點F’，G’，H’，I’和J’的坐標(biāo)如下</tables>連接這些點的線構(gòu)成了F’G’H’I’J’如下的范圍</tables>Rf’，Rg’，Rh’，Ri’和Rj’表示點F’，G’，H’，I’和J’沿槳葉的相應(yīng)位置。如圖4所示，位于下限A’B’C’D’E’和上限F’G’H’I’J’之間的一優(yōu)選曲線，由點P’，Q’，R’，S’和T’構(gòu)成，其坐標(biāo)如下</tables>連接這些點的線構(gòu)成了如下的P’Q’R’S’T’曲線</tables>Rp’，Rq’，Rr’，Rs’和Rt’表示點P’，Q’，R’，S’和T’沿槳葉的相應(yīng)位置。如上所述，沿所述的徑向長度和所述的每一區(qū)間上控制變量的規(guī)律參數(shù)也是有益的，一方面，每一截面的弦長L和平均弦長相對應(yīng)，另一方面，每一截面的壓力中心偏離可調(diào)間隔軸的偏移量Y’f，保證了所述的槳葉的總壓力中心或多或少置于所述的可調(diào)間隔軸上。而且，從圖5中能看出，控制壓力中心Zv/R在垂直軸上變化的規(guī)律也置于下述兩者之間—下限A”B”C”D”E”，這樣點A”，B”，C”，D”和E”的坐標(biāo)如下</tables>連接這些點的線構(gòu)成了如下的A”B”C”D”E”的范圍</tables>Ra”，Rb”，Rc”，Rd”和Re”表示點A”，B”，C”，D”和E”沿槳葉的相應(yīng)位置。且—上限F”G”H”I”J”，這樣點F”，G”，H”，I”和J”的坐標(biāo)如下連接這些點的線構(gòu)成了如下F”G”H”I”J”的范圍Rf”，Rg”，Rh”，Ri”和Rj”表示點F”，G”，H”，I”和J”沿槳葉的相應(yīng)的位置。如圖5所示，位于下限A”B”C”D”E”和上限F”G”H”I”J”之間的一優(yōu)選曲線，由點P”，Q”，R”，S”和T”構(gòu)成，其坐標(biāo)如下連接這些點的線構(gòu)成如下的曲線P”Q”R”S”T”Rp”，Rq”，Rr”，Rs”和Rt”表示點P”，Q”，R”，S”和T”沿槳葉的相應(yīng)的位置。而且，建議的槳葉形狀可以給出一個線性的空氣動力彎角，在旋翼中心和槳葉的翼梢之間，該彎角或多或少地在-8°～-14°的范圍內(nèi)。按照通常的做法，當(dāng)外側(cè)部分前沿比緊靠中心的部分低時，該彎角被說成負的，為了獲得每一截面的幾何角度，測量相應(yīng)的參考弦長，所述外形的零升力的發(fā)生需要附加空氣動力彎角，如文獻FR-A-2689852詳細所述。當(dāng)在根部如本發(fā)明所建議那樣減少其弦長時，已證明需要增加多于14％的相對厚度，以便維持至少等于傳統(tǒng)槳葉的扭力剛度。然而，相對厚度不應(yīng)超過16％，這是為了避免升力量的任何降低，及不增加空氣動力阻力。在弦長仍很小的區(qū)間上，相對厚度需要保持在14％和16％之間。然而，超出旋翼半徑40％的部分，其弦長變大，同時相對厚度開始降低，以便減少空氣壓縮度的不利影響。在翼梢端，在高速飛行中，當(dāng)槳葉向上時，需減小沖擊波的密度。按照本發(fā)明的形狀采用在該端點上不超過8％的相對厚度的外廓。然而，該厚度不必減少到6％，這是為了當(dāng)該翼梢后傾時，保持足夠的升力量。在翼梢和40％的旋翼半徑之間，相對厚度應(yīng)或多或少地呈線性下降。將槳葉只分解成兩個區(qū)間足夠說明這一變化。從圖6中可以看出，控制截面相對厚度的變化規(guī)律e/L也應(yīng)置于如下兩者之間—下限UVW，這樣點U，V，W的坐標(biāo)如下連接這些點的線構(gòu)成了如下的UVW范圍Ru，Rv和Rw表示點U，V，W沿槳葉的相應(yīng)位置，且—上限XYZ，這樣點X，Y和Z的坐標(biāo)如下</tables>連接這些點的線構(gòu)成了如下的XYZ范圍</tables>Rx，Ry和Rz表示點X，Y和Z沿槳葉相應(yīng)的坐標(biāo)。如圖6所示，位于下限UVW和上限XYZ之間的一優(yōu)選曲線，由點K，L和M構(gòu)成，其坐標(biāo)如下</tables>連接這些點的線構(gòu)成了如下的KLM范圍</tables>Rk，Rl和Rm表示點K，L，M沿槳葉的相應(yīng)的位置。權(quán)利要求1.一種用于飛機旋翼的有一后掠翼梢的槳葉，其槳葉用來構(gòu)成旋翼的一部分，旋翼的槳轂(2)與所述的槳葉(1)相連，槳葉(1)能繞所述的槳轂的軸旋轉(zhuǎn)，所述的槳葉(1)有一前沿(5)和一后沿(6)，且由連續(xù)的基本橫截面(7)形成，橫截面(7)由從所述的槳轂的旋轉(zhuǎn)軸到每一截面的距離r來確定，每一截面有一確定的弦長的外形和一偏離可調(diào)間隔軸的壓力中心，可調(diào)間隔軸垂直于每一所述截面，確定了所述槳葉后掠，其特征在于，所述的槳葉沿其徑向長度細分成四個區(qū)間，即從槳葉內(nèi)側(cè)邊沿R0延伸到位于約為槳葉總長度的66％的距離上的第一截面R1的第一區(qū)間，其由槳轂旋轉(zhuǎn)軸算起，第二區(qū)間，從第一截面R1延伸到位于約為槳葉總長度的85％的距離上的第二截面R2，第三區(qū)間，從第二截面R2延伸到位于約為槳葉總長度93％和97％之間的第三截面R3，及第四區(qū)間，從第三截面R3延伸到槳葉自由外側(cè)邊沿R，在所述第一區(qū)間中，弦長L一般呈線性增加，在所述第二區(qū)間中達到最大且為常數(shù)，在所述第三區(qū)間中，呈線性下降，在所述第四區(qū)間按照拋物線函數(shù)下降，在第四區(qū)間和第三區(qū)間相接的邊界上應(yīng)滿足弦長變化率連續(xù)的條件，在所述的第一區(qū)間中，壓力中心偏離可調(diào)間隔軸的偏移量為正的，且與距離r成正比增加，在所述的第二區(qū)間中達到最大且為常數(shù)，在所述的第三區(qū)間中呈線性下降并為負的，從而后掠角∧保持為一常量約等于25°，在所述的第四區(qū)間中，按照拋物線函數(shù)下降，在第四區(qū)間與第三區(qū)間相接的邊界上應(yīng)滿足后掠角∧連續(xù)的條件。2.如權(quán)利要求1的槳葉，其特征在于控制弦長變化規(guī)律置于下述兩者之間—下限ABCDE，其點A，B，C，D和E的坐標(biāo)如下連接這些點的線構(gòu)成了ABCDE如下的范圍Ra，Rb，Rc，Rd和Re表示點A，B，C，D和E沿槳葉的相應(yīng)的位置，及—上限FGHIJ，其點F，G，H，I和J的坐標(biāo)如下連接這些點的線構(gòu)成如下的FGHIJ如下的范圍Rf，Rg，Rh，Ri和Rj表示點F，G，H，I和J沿槳葉的相應(yīng)的位置。3.如權(quán)利要求2的槳葉，其特征在于，位于下限ABCDE和上限FGHIJ之間的一優(yōu)選曲線，由點P，Q，R，S和T構(gòu)成，其坐標(biāo)如下</tables>連接這些點構(gòu)成了PQRST如下的曲線</tables>Rp，Rq，Rr，Rs和Rt表示點P，Q，R，S和T沿槳葉的相應(yīng)的位置。4.如權(quán)利要求1的槳葉，其特征在于控制壓力中心偏移量的變化的規(guī)律置于下述兩者之間—下限A’B’C’D’E’，其點A’，B’，C’，D’和E’的坐標(biāo)</tables>連接這些點的線構(gòu)成A’B’C’D’E’如下的范圍</tables>Ra’，Rb’，Rc’，Rd’和Re’表示點A’，B’，C’，D’和E’沿槳葉的相應(yīng)的位置，及—上限F’G’H’I’J’，其點F’，G’，H’，I’和J’的坐標(biāo)如下</tables>連接這些點的線構(gòu)成了F’G’H’I’J’如下的范圍</tables>Rf’，Rg’，Rh’，Ri’和Rj’表示點F’，G’，H’，I’和J’沿槳葉的相應(yīng)的位置。5.如權(quán)利要求4的槳葉，其特征在于，位于下限A’B’C’D’E’和上限F’G’H’I’J’的一優(yōu)選曲線，由點P’，Q’，R’，S’和T’構(gòu)成，其坐標(biāo)如下</tables>連接這些點的線構(gòu)成了P’Q’R’S’T’如下的范圍</tables>6.如權(quán)利要求1的槳葉，其特征在于沿所述的徑向長度和每一所述的區(qū)間控制變化規(guī)律的參數(shù)，一方面是每一截面弦長L與相應(yīng)的平均弦長L，另一方面是每一截面的壓力中心偏離可調(diào)間隔軸的偏移量Y’f，其應(yīng)保證所述槳葉的總壓力中心或多或少地置于所述的可調(diào)間隔軸上。7.如權(quán)利要求1的槳葉，其特征在于控制壓力中心Zv/R在垂直軸上變化的規(guī)律置于下述兩者之間—下限A”B”C”D”E”，其點A”，B”，C”，D”和E”的坐標(biāo)如下</tables>連接這些點的線構(gòu)成了A”B”C”D”E”如下的范圍</tables>Ra”，Rb”，Rc”，Rd”和Re”表示點A”，B”，C”，D”和E”沿槳葉的相應(yīng)的位置，及—上限F”G”H”I”J”，其點F”，G”，H”，I”和J”的坐標(biāo)如下</tables>連接這些點的線構(gòu)成了如下F”G”H”I”J”如下的范圍</tables>Rf”，Rg”，Rh”，Ri”和Rj”表示點F”，G”，H”，I”和J”沿槳葉的相應(yīng)的位置。8.如權(quán)利要求7的槳葉，其特征在于，位于下限A”B”C”D”E”和上限F”G”H”I”J”之間的一優(yōu)選曲線，由點P”，Q”，R”，S”和T”構(gòu)成，其坐標(biāo)如下</tables>連接這些點的線構(gòu)成了P”Q”R”S”T”如下的范圍</tables>Rp”，Rq”，Rr”，Rs”和Rt”表示點P”，Q”，R”，S”和T”沿槳葉的相應(yīng)的位置。9.如權(quán)利要求1的槳葉，其特征在于控制截面相對厚度e/L變化的規(guī)律置于下述兩者之間—下限UVW，其點U，V，W的坐標(biāo)如下連接這些點的線構(gòu)成了UVW如下的范圍Ru，Rv和Rw表示點U，V，W沿槳葉的相應(yīng)的位置，及—上限XYZ，其點X，Y和Z坐標(biāo)如下連接這些點的線構(gòu)成了XYZ如下的范圍Rx，Ry和Rz表示點X，Y和Z沿槳葉相應(yīng)和Z的位置。10.如權(quán)利要求9的槳葉，其特征在于，位于下限UVW和上限XYZ之間的一優(yōu)選曲線，由點K，L和M構(gòu)成，其坐標(biāo)如下連接這些點的線構(gòu)成了KLM如下的范圍Rk，Rl和Rm表示點K，L，M沿槳葉的相應(yīng)的位置。全文摘要本發(fā)明涉及飛機旋翼的有一后掠翼梢的槳葉,其槳葉由連續(xù)的基本橫截面構(gòu)成,根據(jù)本發(fā)明,將所述的槳葉細分成不同的區(qū)間,對于高速飛行而言,弦長L及壓力中心偏離可調(diào)間隔軸的偏移量Y’f及每一基本截面的相對厚度,是最優(yōu)化的設(shè)計。文檔編號B64C11/20GK1185399SQ9712645公開日1998年6月24日申請日期1997年11月19日優(yōu)先權(quán)日1996年11月19日發(fā)明者F·V·G·圖爾梅,J·M·齊比申請人:歐洲直升機公司,奧尼拉(國家宇航研究所)