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制造技术

一种用于旋翼飞行器(10)的转子(11)的叶片(1)。所述叶片(1)呈现用于所述叶片(1)的节段的翼型轮廓(15)扫掠、翼弦和扭转的变化的关系的组合，以改进在向前飞行时和悬停飞行时所述叶片(1)的空气动力学性能，且减少在进场飞行期间发出的噪声。所述叶片(1)是双锥形的并且呈现三个扫掠。所述扭转关系在所述叶片的第一部分上基本上是恒定的，然后以线性或非线性方式在所述叶片的其余部分上降低。

The structure is suitable for acoustic improvement during the approach flight and rotor blade performance improvement in hover flight and forward flight

A blade (1) for a rotor (11) of a rotor (10) of a rotorcraft. The blade (1) is used for the blade (1) airfoil profile section (15) combination of sweep, chord and twist change, with improvement in forward flight and the hovering flight leaves (1) of aerodynamic performance, and reduce the noise in the approach during the flight. The blade (1) is double tapered and exhibits three sweeps. The torsion relation is substantially constant on the first portion of the blade and then decreases in the linear or non-linear manner on the rest of the blade.

【技术实现步骤摘要】
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相关申请的交叉引用本申请要求2015年12月21日提交的FR1502660的权益，其公开内容通过引用全部并入本文。
本专利技术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。本专利技术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。
技术介绍
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EP0842846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US7252479和EP0565413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EP1557354，US2012/0251326本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于旋翼飞行器(10)的转子(11)的叶片(1)，所述叶片用于绕旋转轴线(A)旋转，所述叶片(1)沿着叶片轴线(B)在适用于连接到所述转子(11)的轮毂(12)的叶片起点(2)和位于所述叶片(1)的自由端部处的叶片末端(9)之间延伸，且沿着垂直于所述叶片轴线(B)的横向轴线(T)在前缘(6)和后缘(7)之间延伸，所述叶片(1)包括位于所述叶片起点(2)和所述叶片末端(9)之间的翼型部分(4)，所述翼型部分(4)由一系列翼型轮廓(15)构成，每个翼型轮廓(15)位于基本上垂直于所述叶片轴线(B)并限定所述叶片(1)的节段的横向平面中，所述叶片末端(9)位于距所述旋转轴线(A)等于转子半径R的距离处，在所述横向平面中的所述前缘(6)和所述后缘(7)之间的最大距离构成翼弦(c)以用于所述叶片(1)的每个所述节段的所述翼型轮廓(15)，平均翼弦

【技术特征摘要】
2015.12.21 FR 15026601.一种用于旋翼飞行器(10)的转子(11)的叶片(1)，所述叶片用于绕旋转轴线(A)旋转，所述叶片(1)沿着叶片轴线(B)在适用于连接到所述转子(11)的轮毂(12)的叶片起点(2)和位于所述叶片(1)的自由端部处的叶片末端(9)之间延伸，且沿着垂直于所述叶片轴线(B)的横向轴线(T)在前缘(6)和后缘(7)之间延伸，所述叶片(1)包括位于所述叶片起点(2)和所述叶片末端(9)之间的翼型部分(4)，所述翼型部分(4)由一系列翼型轮廓(15)构成，每个翼型轮廓(15)位于基本上垂直于所述叶片轴线(B)并限定所述叶片(1)的节段的横向平面中，所述叶片末端(9)位于距所述旋转轴线(A)等于转子半径R的距离处，在所述横向平面中的所述前缘(6)和所述后缘(7)之间的最大距离构成翼弦(c)以用于所述叶片(1)的每个所述节段的所述翼型轮廓(15)，平均翼弦是在所述翼弦部分(4)上的翼弦的平均值，第一向前方向限定为从所述后缘(7)到所述前缘(6)，而第二向后方向限定为从所述前缘(6)到所述后缘(7)，所述叶片(1)呈现在其翼弦和在其扭转中的变化的关系的组合，所述扭转由在所述叶片(1)的所述翼型轮廓(15)之间的角度变化形成，所述翼弦在所述翼型部分(4)的所述起点(3)和位于处于0.6R至0.9R范围内的所述旋转轴线(A)的第一距离处的第一节段S1之间增加，所述翼弦降低超出所述第一节段S1，并且所述扭转在位于处于0.3R至0.4R范围内的、距所述旋转轴线(A)的第二距离处的第二节段S2和所述叶片末端(9)之间降低，所述扭转的第一梯度在所述第二节段S2与位于处于0.4R到0.6R范围内的、距所述旋转轴线(A)第三距离处的第三节段S3之间处于-25°/R至-4°/R范围内，所述扭转的第二梯度范围在所述第三节段S3和位于处于0.65R至0.85R范围内的、距所述旋转轴线(A)的第四距离处的第四节段S4之间处于-25°/R到-4°/R范围内，所述扭转的第三梯度在所述第四节段S4和位于处于0.85R至0.95R范围内的、距所述旋转轴线(A)的第五距离处的第五节段S5之间处于在-16°/R至-4°/R范围内，所述扭转的第四梯度在所述第五区段S5和所述叶片末端(9)之间处于范围-16°/R至0°/R内，其中，用于在其翼弦和在其扭转中的变化的关系与用于其扫掠的变化的关系相结合，所述扫掠是在所述前缘和所述叶片轴线(B)之间的角度，所述扫掠指向所述叶片(1)的前部，所述前部位于所述翼型部分(4)的所述起点(3)与位于距所述旋转轴线(A)的第十一距离(其处于0.5R和0.8R之间)处的第九节段S9之间，所述前缘形成第一向前扫掠角α1，其相对于所述叶片轴线(B)严格地大于0°且小于10°，所述扫掠指向所述叶片(1)的所述前部，其在所述第九节段S9和位于距所述旋转轴线(A)的、第十二距离(其处于0.6R至0.95R范围内)处的第十节段S10之间，所述前缘形成相对于所述叶片轴线(B)处于1°至15°范围内的第二向前扫掠角α2，所述扫掠指向在所述第十节段S10和所述叶片末端(9)之间的所述叶片(1)的所述后部，所述前缘形成相对于所述叶片轴线(B)处于-35°至-15°范围内的第三向后扫掠角α3。2.根据权利要求1所述的叶片(1)，其中所述扭转在来自所述第二节段S2、所述第三节段S3、所述第四节段S4和所述第五节段S5的邻近节段对之间以及在所述第五节段S5和所述叶片末端(9)之间分段线性变化。3....

【专利技术属性】
技术研发人员：D·卢辛克，D·阿尔法诺，V·加雷顿，
申请(专利权)人：空客直升机，
类型：发明
国别省市：法国,FR