專利名稱：高性能低噪音直升機(jī)槳葉的空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
當(dāng)直升機(jī)槳葉達(dá)到高馬赫數(shù)時(shí)，所述槳葉開始發(fā)生失速。 槳葉的失速再次限制了直升機(jī)可獲得的前進(jìn)速度。結(jié)果，最好是在槳 葉經(jīng)歷高馬赫數(shù)時(shí)延遲直升機(jī)主旋翼槳葉的失速。本發(fā)明的另一個(gè)實(shí)施例是具有后部弧面橫截面的主旋翼 直升機(jī)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(dá)到在所述橫截面的機(jī)翼前緣和所述翼弦線的中點(diǎn)之間的第 一最大值、第一最小值、以及在所述中點(diǎn)和所述橫截面的機(jī)翼后緣之 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(jī)翼前緣起增大直到在所述機(jī)翼前緣和所述 翼弦線的中點(diǎn)之間達(dá)到第一最大值、然后減小直到在所述中點(diǎn)和所述 橫截面的機(jī)翼后緣之間達(dá)到第一最小值、再后增大直到在所述中點(diǎn)和所述橫截面的機(jī)翼后緣之間達(dá)到第二最大值、以及最后減小直到所述 機(jī)翼后緣。所述差的斜率依次為自所述機(jī)翼前緣起減小直到所述第一 最大值、然后自所述第一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述第一 最小值、接著自所述第一最小值起增大、此后減小直到所述第二最大 值、以及最后自所述第二最大值起負(fù)增大直到所述機(jī)翼后緣。所述斜 率自所述第一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述第一最小值、接 著自所述第一最小值起增大、此后減小直到所述第二最大值、以及最 后自所述第二最大值起負(fù)增大直到所述機(jī)翼后緣，以生成所述槳葉的 后部弧面。所述后部弧面產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力、并延遲高馬 赫數(shù)下的失速。圖l是直升機(jī)主旋翼槳葉的示范性橫截面的示意圖，其中 在翼弦線和中弧線之間不存在任何差。圖8是依據(jù)本發(fā)明一實(shí)施例通過試驗(yàn)結(jié)果核實(shí)的針對(duì)圖3 中的橫截面的壓力高度與真實(shí)空氣速度之間關(guān)系的示范性計(jì)算結(jié)果的 曲線圖。圖5是依據(jù)本發(fā)明一實(shí)施例的針對(duì)圖3中的橫截面300的 升力系數(shù)510與迎角之間關(guān)系的示范性試驗(yàn)結(jié)果的曲線圖500。曲線 圖500還包括針對(duì)與

圖1所示的橫截面IOO相類似的基線直升機(jī)槳葉 橫截面的升力系數(shù)520。曲線圖500示出對(duì)于所有的迎角而言后部弧 面槳葉橫截面的升力系數(shù)510大于常規(guī)槳葉橫截面的升力系數(shù)520。 因?yàn)樯ο禂?shù)與升力成正比，所以曲線圖500暗示了后部弧面槳葉橫 截面可提供比常規(guī)槳葉橫截面更大的升力。圖6依據(jù)本發(fā)明一實(shí)施例的圖3中的橫截面300的升阻比 610與升力系數(shù)之間關(guān)系的示范性試驗(yàn)結(jié)果的曲線圖600。曲線圖600 還包括針對(duì)與圖1中所示的橫截面IOO相類似的基線直升機(jī)槳葉橫截 面的升阻比620。曲線圖600示出，對(duì)于低升力系數(shù)值而言，后部弧 面橫截面的升阻比610類似于常規(guī)槳葉橫截面的升阻比620。曲線圖600還示出，對(duì)于高升力系數(shù)值而言，后部弧面橫 截面的升阻比610甚至高于常規(guī)槳葉橫截面的升阻比620。換句話說，
而在高升力系數(shù)下呈現(xiàn)出更高的升阻比。由此，與常規(guī)直升機(jī)槳葉相 比，依據(jù)本發(fā)明一實(shí)施例的后部弧面直升機(jī)槳葉可提供更高的升力并 具有更小的阻力。在所述方法2000的另一實(shí)施例中，所述差的斜率依次為 自機(jī)翼前緣起減小直到所述第一最大值、然后自所述第一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述第二最大值、接著自所述第二最大值起負(fù) 增大、以及最后負(fù)減小直到機(jī)翼后緣。所述斜率自所述第一最大值起 負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述第二最大值、接著自所述第二最大值起 負(fù)增大、以及最后負(fù)減小直到機(jī)翼后緣，以生成所述槳葉的后部弧面。 所述后部弧面產(chǎn)生更高的升力、具有更小的阻力并延遲在高馬赫數(shù)下 的失速。
[0094圖21是示出了依據(jù)本發(fā)明一實(shí)施例的用于設(shè)計(jì)主旋翼直 升機(jī)槳葉的后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(dá)到在橫截面的機(jī)翼前緣和翼 弦線的中點(diǎn)之間的第一最大值、最小值、以及在所述中點(diǎn)和橫截面的 機(jī)翼后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(jī)翼前緣起增大直到在橫截面的機(jī)翼前緣 和翼弦線的中點(diǎn)之間達(dá)到第一最大值。
[0096在步驟2120中，所述差減小直到在所述中點(diǎn)和橫截面的 機(jī)翼后緣之間達(dá)到第 一 最小值。
0097在步驟2130中，所述差增大直到在所述中點(diǎn)和橫截面的 機(jī)翼后緣之間達(dá)到第二最大值。
[0098在步驟2140中，所述差減小直到機(jī)翼后緣。所述差的斜 率依次為自機(jī)翼前緣起減小直到所述第一最大值、然后自所述第一最 大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述第一最小值、接著自所述第一最 小值起增大、此后減小直到所述第二最大值、以及最后自所述第二最 大值起負(fù)增大直到機(jī)翼后緣。所述斜率自所述第一最大值起負(fù)增大、 再后負(fù)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 后減小直到所述第二最大值、以及最后自所述第二最大值起負(fù)增大直 到機(jī)翼后緣，以生成所述槳葉的后部弧面。所述后部弧面產(chǎn)生更高的 升力、具有更小的阻力并延遲高馬赫數(shù)下的失速。
[0099依據(jù)在此4皮露的本發(fā)明實(shí)施例的系統(tǒng)和方法通過采用后部弧面可顯著地增加直升機(jī)主旋翼槳葉的最大升力能力。在所有馬赫 數(shù)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(duì)于更高的速度、重力、高度而言延遲了后行槳葉失速，這導(dǎo) 致在更大槳葉負(fù)載及高度下的提高的爬升速度和爬升速率。
[00100前述的披露書出于示范和說明目的已說明了本發(fā)明的優(yōu) 選實(shí)施例。但是不意圖是窮盡性的或是將本發(fā)明限制于所披露的精確 形式。對(duì)于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員而言，在上述披露書的基礎(chǔ)上，對(duì) 在此披露的各種實(shí)施例進(jìn)行諸多改型和修正將是顯而易見的。本發(fā)明 的范圍將僅由隨附的權(quán)利要求及其等同范圍來限定。
[00101此外，在說明本發(fā)明的代表性實(shí)施例時(shí)，說明書可能已
經(jīng)以特定的步驟順序來呈現(xiàn)本發(fā)明的方法和/或過程。然而，在所述方 法或過程不依賴于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(yīng)限制于所述的特定順序的步驟。因?yàn)?，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人 員將意識(shí)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(yīng)構(gòu)成對(duì)權(quán)利要求的限制。另外，針對(duì)本發(fā)明的所 述方法和/或過程的權(quán)利要求不應(yīng)限制于按書寫順序來執(zhí)行所述步驟， 而且本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員容易意識(shí)到，所述順序可以被改變但是依 然處于本發(fā)明的精神和范圍內(nèi)。
權(quán)利要求
1.一種主旋翼直升機(jī)槳葉，用于產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力并延遲高馬赫數(shù)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(jī)翼前緣起增大直到在所述橫截面的機(jī)翼后緣和所述翼弦線的中點(diǎn)之間的最大值、然后減小直到所述機(jī)翼后緣，以生成產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力并且延遲高馬赫數(shù)下失速的所述槳葉的后部弧面。
2. 如權(quán)利要求l所述的槳葉，其特征在于，所述差的斜率依次為 自所述機(jī)翼前緣起減小、然后增大、再后減小直到所述最大值、以及 最后從所述最大值起負(fù)增大直到所述機(jī)翼后緣；而且所述斜率依次為 增大、再后減小直到所述最大值、以及最后自所述最大值起增大直到 所述機(jī)翼后緣，以生成所述后部弧面。
3. 如權(quán)利要求l所述的槳葉，其特征在于，所述后部弧面是所述 槳葉的一體部分。
4. 如權(quán)利要求l所述的槳葉，其特征在于，所述后部弧面包括向 下彎曲的機(jī)翼后緣翼片延伸部。
5. —種主旋翼直升機(jī)槳葉，用于產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力并 延遲高馬赫數(shù)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(jī)翼前緣起增大直到在所述機(jī)翼前緣和所述翼弦線的中 點(diǎn)之間的最大值、然后減小直到所述橫截面的機(jī)翼后緣；所述差的斜率依次為自所述機(jī)翼前緣起減小直到所述最大值、然 后自所述最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小、以及最后負(fù)增大直到所述機(jī) 翼后緣；以及所述斜率自所述最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小、以及最后負(fù)增大 直到所述機(jī)翼后緣，以生成產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力并且延遲高馬赫數(shù)下失速的所述槳葉的后部弧面。
6. 如權(quán)利要求5所述的槳葉，其特征在于，所述后部弧面是所述 槳葉的一體部分。
7. 如權(quán)利要求5所述的槳葉，其特征在于，所述后部弧面包括向 下彎曲的機(jī)翼后緣翼片延伸部。
8. —種主旋翼直升機(jī)槳葉，用于產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力并 延遲高馬赫數(shù)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(jī)翼前緣起增大直到在所述機(jī)翼前緣和所述翼弦線的中 點(diǎn)之間的最大值、然后減小直到所述橫截面的機(jī)翼后緣；所述差的斜率依次為自所述機(jī)翼前緣起減小直到所述最大值、然 后自所述最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小、接著負(fù)增大、以及最后負(fù)減 小直到所述機(jī)翼后緣；以及所述斜率自所述最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小、接著負(fù)增大、以 及最后負(fù)減小直到所述機(jī)翼后緣，以生成產(chǎn)生更高升力、具有更小阻 力并且延遲高馬赫數(shù)下失速的所述槳葉的后部弧面。
9. 如權(quán)利要求8所述的槳葉，其特征在于，所述后部弧面是所述 槳葉的一體部分。
10. 如權(quán)利要求8所述的槳葉，其特征在于，所述后部弧面包括 向下彎曲的機(jī)翼后緣翼片延伸部。
11. 一種主旋翼直升機(jī)槳葉，用于產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力 并且延遲高馬赫數(shù)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(jī)翼前緣起增大直到在所述機(jī)翼前緣和所述翼弦 線的中點(diǎn)之間的第一最大值、然后減小直到在所述中點(diǎn)和所述橫截面 的機(jī)翼后緣之間的第二最大值、以及最后減小直到所述機(jī)翼后緣；所述差的斜率依次為自所述機(jī)翼前緣起減小直到所述第一最大 值、然后自所述第一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述第二最大值、以及最后自第二最大值起負(fù)增大直到所述機(jī)翼后緣；以及所述斜率自所述第一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述第二 最大值、以及最后自所述第二最大值起負(fù)增大直到所述機(jī)翼后緣，以 生成產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力并且延遲高馬赫數(shù)下失速的所述槳 葉的后部弧面。
12. 如權(quán)利要求11所述的槳葉，其特征在于，所述第一最大值大 于所述第二最大值。
13. 如權(quán)利要求11所述的槳葉，其特征在于，所述后部弧面是所 述槳葉的一體部分。
14. 如權(quán)利要求11所述的槳葉，其特征在于，所述后部弧面包括 向下彎曲的機(jī)翼后緣翼片延伸部。
15. —種主旋翼直升機(jī)槳葉，用于產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力 并延遲高馬赫數(shù)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(jī)翼前緣起增大直到在所述機(jī)翼前緣和所述翼弦線的中點(diǎn) 之間的第一最大值、然后減小直到在所述中點(diǎn)和所述橫截面的機(jī)翼后 緣之間的第二最大值、以及最后減小直到所述機(jī)翼后緣；所述差的斜率依次為自所述機(jī)翼前緣起減小直到所述第一最大 值、然后自所述第一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述第二最大 值、接著自所述第二最大值起負(fù)增大、以及最后負(fù)減小直到所述機(jī)翼 后緣；以及所述斜率自所述第一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述第二 最大值、接著自所述第二最大值起負(fù)增大、以及最后負(fù)減小直到所述 機(jī)翼后緣，以生成產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力并且延遲高馬赫數(shù)下 失速的所述槳葉的后部弧面。
16. 如權(quán)利要求15所述的槳葉，其特征在于，所述第一最大值大 于所述第二最大值。
17. 如權(quán)利要求15所述的槳葉，其特征在于，所述后部弧面是所述槳葉的一體部分。
18. 如權(quán)利要求15所述的槳葉，其特征在于，所述后部弧面包括 向下彎曲的機(jī)翼后緣翼片延伸部。
19. 一種主旋翼直升機(jī)槳葉，用于產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力 并延遲高馬赫數(shù)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(jī)翼前緣起增大直到在所述機(jī)翼前緣和所述翼弦 線的中點(diǎn)之間的第一最大值、然后減小直到在所述中點(diǎn)和所述橫截面 的機(jī)翼后緣之間的第一最小值、再后增大直到在所述中點(diǎn)和所述機(jī)翼 后緣之間的第二最大值、以及最后減小直到所述機(jī)翼后緣；所述差的斜率依次為自所述機(jī)翼前緣起減小直到所述第一最大 值、然后自所述第一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述第一最小 值、接著自所述第一最小值起增大、此后減小直到所述第二最大值、 以及最后自所述第二最大值起負(fù)增大直到所述機(jī)翼后緣；以及其中，所述斜率自所述第一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)增大直到所 述第一最小值、接著自所述第一最小值起增大、此后減小直到所述第 二最大值、以及最后自所述第二最大值起負(fù)增大直到所述機(jī)翼后緣， 以生成產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力、并延遲高馬赫數(shù)下失速的所述 槳葉的后部弧面。
20. 如權(quán)利要求19所述的槳葉，其特征在于，所述第一最大值大 于所述第二最大值。
21. 如權(quán)利要求19所述的槳葉，其特征在于，所述后部弧面是所 述槳葉的一體部分。
22. 如權(quán)利要求19所述的槳葉，其特征在于，所逸后部弧面包括 向下彎曲的機(jī)翼后緣翼片延伸部。
23. —種直升機(jī)槳葉系統(tǒng)，用于產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力并 延遲高馬赫數(shù)下的失速，其包括主旋翼槳葉，其具有包括后部弧面的橫截面；以及控制單元；其中所述主旋翼槳葉產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力、并延遲高馬 赫數(shù)下的失速；所述控制單元調(diào)節(jié)由所述主旋翼槳葉的所述后部弧面 產(chǎn)生的所增大的俯仰力矩。
24. 如權(quán)利要求23所述的系統(tǒng)，其特征在于，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(jī)翼前緣起增大直 到在所述橫截面的機(jī)翼后緣和所述翼弦線的中點(diǎn)之間的最大值、然后 減小直到所述機(jī)翼后緣，以生成產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力、并延 遲高馬赫數(shù)下失速的所述槳葉的后部弧面。
25. 如權(quán)利要求24所述的系統(tǒng)，其特征在于 所述差的斜率依次為自所述機(jī)翼前緣起減小、然后增大、再后減小直到所述最大值、以及最后自所述最大值起負(fù)增大直到所述機(jī)翼后 緣；以及其中所述斜率依次為增大、再后減小直到所述最大值、以及最后 自所述最大值起增大直到所述機(jī)翼后緣，以生成所述后部弧面。
26. 如權(quán)利要求23所述的系統(tǒng)，其特征在于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(jī)翼前緣起增大直到在所述機(jī)翼前緣和所述翼弦線的中點(diǎn)之間的 最大值、然后減小直到所述橫截面的機(jī)翼后緣；所述差的斜率依次為自所述機(jī)翼前緣起減小直到所述最大值、然 后自所述最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小、以及最后負(fù)增大直到所述機(jī) 翼后緣；以及所述斜率自所述最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小、以及最后負(fù)增大 直到所述機(jī)翼后緣，以生成產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力、并延遲高 馬赫數(shù)下失速的所述槳葉的后部弧面。
27. 如權(quán)利要求23所述的系統(tǒng)，其特征在于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(jī)翼前緣起增大直到在所述機(jī)翼前緣和所述翼弦線的中點(diǎn)之間的最大值、然后減小直到所述橫截面的機(jī)翼后緣；所述差的斜率依次為自所述機(jī)翼前緣起減小直到所述最大值、然 后自所述最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小、接著負(fù)增大、以及最后負(fù)減 小直到所述機(jī)翼后緣；以及所述斜率自所述最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小、接著負(fù)增大、以 及最后負(fù)減小直到所述機(jī)翼后緣，以生成產(chǎn)生更高升力、具有更小阻 力、并延遲高馬赫數(shù)下失速的所述槳葉的后部弧面。
28. 如權(quán)利要求23所述的系統(tǒng)，其特征在于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(jī)翼前緣起增大直到在所述機(jī)翼前緣和所述翼弦線的中點(diǎn) 之間的第一最大值、然后減小直到在所述中點(diǎn)和所述橫截面的機(jī)翼后 緣之間的第二最大值、以及最后減小直到所述機(jī)翼后緣；所述差的斜率依次為自所述機(jī)翼前緣起減小直到所述第一最大 值、然后自所述第一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述第二最大 值、以及最后自第二最大值起負(fù)增大直到所述機(jī)翼后緣；以及所述斜率自所述第一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述第二 最大值、以及最后自所述第二最大值起負(fù)增大直到所述機(jī)翼后緣，以 生成產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力、并延遲高馬赫數(shù)下失速的所述槳 葉的后部弧面。
29. 如權(quán)利要求23所述的系統(tǒng)，其特征在于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(jī)翼前緣起增大直到在所述機(jī)翼前緣和所述翼弦線的中點(diǎn) 之間的第一最大值、然后減小直到在所述中點(diǎn)和所述橫截面的機(jī)翼后 緣之間的第二最大值、以及最后減小直到所述機(jī)翼后緣；所述差的斜率依次為自所述機(jī)翼前緣起減小直到所述第一最大 值、然后自所述第一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述第二最大 值、接著自所述第二最大值起負(fù)增大、以及最后負(fù)減小直到所述機(jī)翼 后緣；以及所述斜率自所述第一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述第二 最大值、接著自所述第二最大值起負(fù)增大、以及最后負(fù)減小直到所述 機(jī)翼后緣，以生成產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力、并延遲高馬赫數(shù)下 失速的所述槳葉的后部弧面。
30. 如權(quán)利要求23所述的系統(tǒng)，其特征在于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(jī)翼前緣起增大直到在所述機(jī)翼前緣和所述翼弦線的中點(diǎn) 之間的第一最大值、然后減小直到在所述中點(diǎn)和所述橫截面的機(jī)翼后 緣之間的第一最小值、再后增大直到在所述中點(diǎn)和所述機(jī)翼后緣之間 的第二最大值、以及最后減小直到所述機(jī)翼后緣；所述差的斜率依次為自所述機(jī)翼前緣起減小直到所述第一最大 值、然后自所述第一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述第一最小 值、接著自所述第一最小值起增大、此后減小直到所述第二最大值、 以及最后自所述第二最大值起負(fù)增大直到所述機(jī)翼后緣；以及所述斜率自所述第一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述第一 最小值、接著自所述第一最小值起增大、此后減小直到所述第二最大 值、以及最后自所述第二最大值起負(fù)增大直到所述機(jī)翼后緣，以生成 產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力、并延遲高馬赫數(shù)下失速的所述槳葉的 后部弧面。
31. 如權(quán)利要求23所述的系統(tǒng) 固定可調(diào)平衡彈簧。
32. 如權(quán)利要求23所述的系統(tǒng) 電可調(diào)平衡彈簧。
33. 如權(quán)利要求23所述的系統(tǒng) 壓缸。
34. —種用于設(shè)計(jì)主旋翼直升機(jī)槳葉的橫截面以產(chǎn)生更高升力、 具有更小阻力并延遲在高馬赫數(shù)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，其特征在于，所述控制單元包括 ，其特征在于，所述控制單元包括 ，其特征在于，所述控制單包括液截面的機(jī)翼前緣起增大直到在所述橫截面的機(jī)翼后緣和所述翼弦線的中點(diǎn)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(jī)翼后緣，以生成產(chǎn)生更 高升力、具有更小阻力、并延遲高馬赫數(shù)下失速的所述槳葉的后部弧 面。
35. 如權(quán)利要求34所述的方法，其特征在于，所述差的斜率依次 為自所述機(jī)翼前緣起減小、然后增大、再后減小直到所述最大值、以 及最后自所述最大值起負(fù)增大直到所述機(jī)翼后緣；以及其中所述斜率依次為增大、再后減小直到所述最大值、以及最后 自所述最大值起增大直到所述機(jī)翼后緣，以生成所述后部弧面。
36. —種用于設(shè)計(jì)主旋翼直升機(jī)槳葉的橫截面以產(chǎn)生更高升力、 具有更小阻力并延遲高馬赫數(shù)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(jī)翼前緣起增大直到在所述機(jī)翼前緣和所述翼弦線的中點(diǎn)之間 的最大值；以及使所述差減小直到所述橫截面的機(jī)翼后緣；其中所述差的斜率依次為自所述機(jī)翼前緣起減小直到所述最大 值、然后自所述最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小、以及最后負(fù)增大直到 所述才幾翼后緣；以及其中所述斜率自所述最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小、以及最后負(fù) 增大直到所述機(jī)翼后緣，以生成產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力、并延 遲高馬赫數(shù)下失速的所述槳葉的后部弧面。
37. —種用于設(shè)計(jì)主旋翼直升機(jī)槳葉的橫截面以產(chǎn)生更高升力、 具有更小阻力并延遲在高馬赫數(shù)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(jī)翼前緣起增大直到在所述機(jī)翼前緣和所述翼弦線的中點(diǎn)之間 的最大值；以及使所述差減小直到所述橫截面的機(jī)翼后緣；其中所述差的斜率依次為自所述機(jī)翼前緣起減小直到所述最大 值、然后自所述最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小、接著負(fù)增大、以及最后負(fù)減小直到所述機(jī)翼后緣；以及其中所述斜率自所述最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小、接著負(fù)增大、 以及最后負(fù)減小直到所述機(jī)翼后緣，以生成產(chǎn)生更高升力、具有更小 阻力、并延遲高馬赫數(shù)下失速的所述槳葉的后部弧面。
38. —種用于設(shè)計(jì)主旋翼直升機(jī)槳葉的橫截面以產(chǎn)生更高升力、 具有更小阻力并延遲高馬赫數(shù)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(jī)翼前緣起增大直到在所述機(jī)翼前緣和所述翼弦線的中點(diǎn)之間 的第一最大值；以及使所述差減小直到在所述中點(diǎn)和所述橫截面的機(jī)翼后緣之間的第 二最大值；以及使所述差減小直到所述機(jī)翼后緣；其中所述差的斜率依次為自所述機(jī)翼前緣起減小直到所述第一最 大值、然后自所述第一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述第二最 大值、以及最后自第二最大值起負(fù)增大直到所述機(jī)翼后緣；以及其中所述斜率自所述第 一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述 第二最大值、以及最后自所述第二最大值起負(fù)增大直到所述機(jī)翼后緣， 以生成產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力、并延遲高馬赫數(shù)下失速的所述 槳葉的后部弧面。
39. —種用于設(shè)計(jì)主旋翼直升機(jī)槳葉的橫截面以產(chǎn)生更高升力、 具有更小阻力并延遲高馬赫數(shù)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(jī)翼前緣起增大直到在所述機(jī)翼前緣和所述翼弦線的中點(diǎn)之間 的第一最大值；使所述差減小直到在所述中點(diǎn)和所述橫截面的機(jī)翼后緣之間的第 二最大值；以及使所述差減小直到所述機(jī)翼后緣；其中所述差的斜率依次為自所述機(jī)翼前緣起減小直到所述第 一最 大值、然后自所述第一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述第二最 大值、接著自所述第二最大值起負(fù)增大、以及最后負(fù)減小直到所述機(jī) 翼后緣；以及其中所述斜率自所述第一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述 第二最大值、接著自所述第二最大值起負(fù)增大、以及最后負(fù)減小直到 所述機(jī)翼后緣，以生成產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力、并延遲高馬赫 數(shù)下失速的所述槳葉的后部孤面。
40. —種用于設(shè)計(jì)主旋翼直升機(jī)槳葉的橫截面以產(chǎn)生更高升力、 具有更小阻力并延遲高馬赫數(shù)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(jī)翼前緣起增大直到在所述機(jī)翼前緣和所述翼弦線的中點(diǎn)之間的第一最大值；使所述差減小直到在所述中點(diǎn)和所述橫截面的機(jī)翼后緣之間的第 一最小值；使所述差增大直到在所述中點(diǎn)和所述機(jī)翼后緣之間的第二最大 值；以及使所述差減小直到所述機(jī)翼后緣；其中所述差的斜率依次為自所述機(jī)翼前緣起減小直到所述第一最 大值、然后自所述第一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述第一最 小值、接著自所述第一最小值起增大、此后減小直到所述第二最大值、 以及最后自所述第二最大值起負(fù)增大直到所述機(jī)翼后緣；以及其中所述斜率自所述第一最大值起負(fù)增大、再后負(fù)減小直到所述 第一最小值、接著自所述第一最小值起增大、此后減小直到所述第二 最大值、以及最后自所述第二最大值起負(fù)增大直到所述機(jī)翼后緣，以 生成產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力、并延遲高馬赫數(shù)下失速的所述槳 葉的后部弧面。
全文摘要
本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例是用于產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力、并延遲高馬赫數(shù)下失速的主旋翼直升機(jī)槳葉。所述槳葉的橫截面包括后部弧面。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(jī)翼前緣起增大直到在所述橫截面的機(jī)翼后緣和所述翼弦線的中點(diǎn)之間的最大值、然后減小直到所述機(jī)翼后緣，以生成所述槳葉的后部弧面。所述后部弧面產(chǎn)生更高升力、具有更小阻力、并延遲高馬赫數(shù)下的失速。
文檔編號(hào)B64C27/467GK101541634SQ200780036537
公開日2009年9月23日 申請(qǐng)日期2007年8月3日 優(yōu)先權(quán)日2006年8月3日
發(fā)明者A·K·阿格尼霍特里, J·C·納拉莫爾, J·J·希林斯 申請(qǐng)人:貝爾直升機(jī)特克斯特龍有限公司