專利名稱：用于直升飛機(jī)的帶導(dǎo)管式旋翼和葉片調(diào)相的反力矩裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于直升飛機(jī)的帶導(dǎo)管式尾旋翼和葉片的相位調(diào)制的反力矩裝置，并且本發(fā)明特別適用于下述這類裝置，即其中的包括具有空氣動力翼形的靜子葉片的整流定子固定在導(dǎo)管中，位于旋翼的下游，用于使所形成的氣流橫向地在整流罩中流動，將該整流罩裝入直升飛機(jī)的尾翼組件，如尾梁、尾翼或穩(wěn)定器的結(jié)構(gòu)中。由本發(fā)明對這類反力矩裝置所作的改進(jìn)能使它們的聲學(xué)和/或空氣動力性能得列改進(jìn)，以便分別使噪聲和與之有關(guān)聯(lián)的聲學(xué)公害得以大大地降低，同時能更好地控制偏航。
已經(jīng)知道，用反抗由主旋翼的旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的力矩的方法來平衡具有單個主旋翼的直升飛機(jī)的偏航，可以由直升飛機(jī)尾部上的橫向?qū)Ч軆?nèi)的導(dǎo)管式反力矩旋翼來提供，而不是像傳統(tǒng)方式那樣，由橫向地裝在尾翼上，位于尾翼上端的外部尾槳來提供。
這種導(dǎo)管式反力矩旋翼、用于驅(qū)動它使其旋轉(zhuǎn)的裝置、用于其葉片的總距操縱的裝置的結(jié)構(gòu)和布置，以及這種實(shí)施例的優(yōu)點(diǎn)都已經(jīng)在許多專利中有所公開，其中可以提到的有(涉及一種帶導(dǎo)管式旋翼與導(dǎo)管式整流定子的反轉(zhuǎn)矩裝置的)法國專利FR1531536和FR2534222和美國專利US—3,594,097、US—4,809,931、US—4,626,172和US—4,626,173，以及美國專利US—5,131,604，它們將有利地提到，以對此主題提供更多的信息。
從安全的觀點(diǎn)出發(fā)，我們將會滿意地回想到，一個導(dǎo)管式的反力矩旋翼防止了地面上的任何人身傷害的危險(xiǎn)，這是由于這樣一個事實(shí)，即與傳統(tǒng)的尾槳不同，旋翼是被保護(hù)在尾梁上的導(dǎo)管內(nèi)的。導(dǎo)管式反力矩旋翼的這種布置還使之能夠避免吸入那些可能被吸入主旋翼的尾流中的任何能造成事故的物體。在飛行中或當(dāng)作接近地面的飛行動作或在地面上作飛行動作時，導(dǎo)管式的反力矩旋翼自然會受到它的整流罩的保護(hù)，這防止了任何與外部障礙物，如電線、支管、建筑物或者甚至是地面撞擊的危險(xiǎn)，這種撞擊可能會對傳統(tǒng)的尾槳造成致命的損害，因而會對直升飛機(jī)造成損失，而所有由此產(chǎn)生的后果都會波及機(jī)組人員。最后，與傳動的尾槳相比，導(dǎo)管式反力矩旋翼的表面積較小的旋翼槳盤和較多的葉片數(shù)使其在受到撞擊，如軍用炮彈時的易損壞性要比傳統(tǒng)尾漿的小得多而且輕得多。
從空氣動力學(xué)的觀點(diǎn)來看，導(dǎo)管式反力矩旋翼能夠消除在用傳統(tǒng)的尾槳裝備直升飛機(jī)時所暴露出來的一定數(shù)量的問題。在后一種情況下，為了產(chǎn)生足夠的吸入速度，以恢復(fù)反力矩功能所必需的側(cè)向推力水平，傳統(tǒng)的尾槳直徑通常都相當(dāng)大。為了使與主旋翼的尾流的相互作用為最小，并保證有足夠的地面間隙，傳統(tǒng)的尾槳通常都在穩(wěn)定器上安裝得很高，這樣就產(chǎn)生一個必須予以平衡的作用在直升飛機(jī)上的滾轉(zhuǎn)力矩，并在向前高速飛行時產(chǎn)生寄生阻力。由于其暴露的位置，傳統(tǒng)的尾槳可以受到由動載產(chǎn)生的高應(yīng)力，這限制了它的使用壽命。此外，傳統(tǒng)尾槳的由于被穩(wěn)定器屏蔽而產(chǎn)生的空氣動力屏蔽作用在逆風(fēng)中會引起很大的非對稱特性，并產(chǎn)生有害的周期性脈沖的空氣動力載荷。
導(dǎo)管式尾槳不會顯現(xiàn)出這些缺點(diǎn)。通常，它能容易地被布置成使其軸線基本上與直升飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)軸線相交，或靠近這個滾轉(zhuǎn)軸線，以致它不會產(chǎn)生任何的寄生滾轉(zhuǎn)力矩。此外，由于它的整流罩，它在容放它的導(dǎo)管入口處產(chǎn)生由集氣管的吸入現(xiàn)象而引起的大致為一半的總反力矩推力。這樣就使之有可能相應(yīng)地卸去旋翼的葉片上的載荷，由于由整流罩提供的相對于來自直升飛機(jī)的主旋翼和機(jī)身的氣流中的外部變化的有效保護(hù)，葉片實(shí)際上不受到動載應(yīng)力。在直升飛機(jī)以高速向前飛行時，導(dǎo)管式反力矩旋翼不受載，它相應(yīng)地減少了它在機(jī)器的總阻力中的那一份。在這種構(gòu)造中，可能裝有一個可放下的襟翼的垂直穩(wěn)定器執(zhí)行反力矩功能。此外，沒有穩(wěn)定器或尾翼控制面來防礙導(dǎo)管式反力矩旋翼的運(yùn)行，使之在逆風(fēng)時和在繞偏航軸線作快速的飛行動作時有最好的效果。
在旋翼的下游和在旋翼的整流罩導(dǎo)管中附加具有做成翼形的葉片的整流定子，以便恢復(fù)旋翼下游的其形式為附加的反力矩推力的氣流旋轉(zhuǎn)能，從而如法國專利FR2534222中所描述的那樣，提高反力矩裝置的空氣動力性能，就可以提高導(dǎo)管式尾槳的效果，并且其`質(zhì)因素明顯地高于由最好的傳統(tǒng)尾槳所能達(dá)到的。
最后，對于一個容納導(dǎo)管式反力矩旋翼的受控制的導(dǎo)管，擴(kuò)散比接近于1，同時可以通過增加擴(kuò)散器的截錐形部分的發(fā)散角來加大擴(kuò)散比，該導(dǎo)管可能包括如，舉例來說，美國專利US—5131604中所描述的那樣，旋翼的葉片的旋轉(zhuǎn)平面的下游，在此專利中，發(fā)散角限為5°。反之，縮減傳統(tǒng)尾槳上的尾流，將擴(kuò)散比固定為1/2，就不能用這個參數(shù)使性能得到任何改善。
從聲學(xué)的觀點(diǎn)看，導(dǎo)管式尾槳從它裝在整流罩導(dǎo)管中這一方面得到的進(jìn)一步的優(yōu)點(diǎn)在于與在各個方向上都發(fā)散噪聲的傳統(tǒng)尾槳相比，沿著直升飛機(jī)的向前飛行的方向，導(dǎo)管式尾槳在其前部和后部的探測能力將由于有整流罩而大大地減少。還有，與傳統(tǒng)尾漿相比，導(dǎo)管式反力矩旋翼的較高的回轉(zhuǎn)角速度Ω與較高的葉片數(shù)b的組合產(chǎn)生一“葉片通過頻率”b×Ω及其倍頻nbΩ，此倍頻是比傳統(tǒng)尾槳高得多的聲能密度頻率，一般在由400Hz至2000Hz的頻率范圍之內(nèi)，現(xiàn)在，這些頻率在大氣中被很快地衰減，而傳統(tǒng)尾槳的非常低的聲能密度頻率則會傳播得很遠(yuǎn)。
但是，導(dǎo)管式反力矩旋翼的一個缺點(diǎn)為，它提高了聲能密度頻率的水平，將其置于人耳有最大敏感性的頻率區(qū)中。此外，導(dǎo)管式反力矩旋翼的那種多數(shù)聲能集中在非常狹的第一個兩條或三條譜線上的噪音頻譜的非常沖擊的表現(xiàn)用一種特征性的呼嘯的噪聲顯示出來，人耳對這種噪聲是非常討厭的，而且是要通過“制止純噪聲或緊急線”受到聲學(xué)鑒定規(guī)范的重罰的。從軍事的觀點(diǎn)出發(fā)，導(dǎo)管式反力矩旋翼的特征性聲學(xué)特征也是一種不利的現(xiàn)象，有助于辨認(rèn)直升飛機(jī)。
如上所述，所發(fā)散的總聲能級是評定直升飛機(jī)的響度品質(zhì)的第二主要因素，與聲能在頻率范圍內(nèi)的分布無關(guān)。正如上面所說明的，以及在美國專利US—5,131,604中所更加詳細(xì)地提到的那樣，具有較多的葉片數(shù)目而且其反力矩推力由于吸入而提供一半的導(dǎo)管式反力矩旋翼的空氣動力操作在每個葉片上產(chǎn)生的載荷要小于由傳統(tǒng)尾槳的葉片所經(jīng)受的，因此產(chǎn)生較低的載荷噪聲級。
反之，在用于整流反力矩旋翼的導(dǎo)管中，在旋翼的下游，有著固定的障礙物，舉例來說，后傳動箱的支承臂或者甚至是例如具有固定的做成翼形的葉片的整流定子，就可能大大地提高所發(fā)射的聲能級，該后傳動箱與例如用于集中控制葉片葉距的機(jī)構(gòu)相連，旋翼裝在該機(jī)構(gòu)上，從而能夠旋轉(zhuǎn)。
為此，US—5,131,604建議用三個具有橢圓形截面的支承臂，一個是徑向的，與直升飛機(jī)的縱向軸線對齊，另外兩個平行于整流罩的垂直軸線，但是向后面偏移，在旋翼的旋轉(zhuǎn)平面與支承臂之間沿導(dǎo)管軸線的距離為臂的橫截面的橢圓的短軸的2至2.5倍。這種形狀與布置使之有可能基本上減少旋翼與支承臂之間的聲音的相互作用線，對于八個葉片的旋翼，其圓周速度限制為225m/s左右。
此外，為了減少用螺旋槳驅(qū)動的飛機(jī)的聲音發(fā)射，法國專利FR—2622170已經(jīng)在螺旋槳方面建議取為偶數(shù)的葉片，大于或等于四，葉片沿直徑方向成對地相對，并且各對葉片要布置得彼此錯開，其角向間距大約在15°至50°之間，以致使旋轉(zhuǎn)噪聲的諧音水平由干涉減弱。
為了減少直升飛機(jī)的導(dǎo)管式尾槳的聲音發(fā)射，在歐洲專利申請EP562527中也已經(jīng)建議旋翼的葉片取不等角分布。但是，由于這種不等角分布可能導(dǎo)致在結(jié)構(gòu)上不能將葉片連在旋翼的轂上，且又不使葉片與它們的總槳距油門操縱桿不彼此發(fā)生干涉，這一文件建議，不等角分布只與將葉片分成其中的總槳距油門操縱桿具有不同的角度設(shè)置的兩組的分組方法相結(jié)合，以使在一部分葉距范圍內(nèi)，反力矩推力主要地由一組葉片提供，而在另一部分葉距范圍內(nèi)，當(dāng)?shù)谝唤M葉片失速時，主要地由另一組葉片提供。
本發(fā)明的一個目的在于提出改進(jìn)，以生產(chǎn)出一種具有最小的聲學(xué)公害的帶導(dǎo)管式旋翼的反力矩裝置，其意圖用于裝備一種用單個主旋翼推進(jìn)的直升飛機(jī)，同時，與這類熟知的組件相比，又保持或者甚至改善了導(dǎo)管式反力矩裝置的空氣動力性能。
本發(fā)明的另一目的是提出旋翼葉片的一種角度分布規(guī)律，以便使聲能盡可能有效地全部分配在整個頻譜上，并考慮到機(jī)械可能性方面的例如關(guān)于將葉片連接到旋翼的轂上的限制，同時，即使在反力矩裝置包括一個不與下游的整流定子相互作用的導(dǎo)管式旋翼的情況下，也是如此。
在反力矩裝置包括一個旋翼和一個整流定子，它們兩者都裝在導(dǎo)管中的情況下，本發(fā)明的另一目的是提出用于旋翼葉片的角度分布，它考慮了整流器葉片的角度分布以便防止它們直接地相互作用，并防止產(chǎn)生那些能由之發(fā)生的噪聲。
還是在帶旋翼和整流定子，它們兩者都裝在導(dǎo)管中的情況下，本發(fā)明的一個目的是提出整流器的一種作為旋翼的幾何關(guān)系函數(shù)的構(gòu)造和/或布置，以便將相互作用的噪聲減至最小，同時又減少發(fā)散出去的聲能，并避免在人耳具有最大敏感性的頻率范圍內(nèi)出現(xiàn)純噪聲。
本發(fā)明的另一目的是提出一種有罩的導(dǎo)管構(gòu)造，不管反力矩裝置是否包括一個帶整流定子還是不帶整流定子的旋翼，旋翼的葉片是否在角度上均布，它都能改進(jìn)反力矩裝置的性能，從而提高給定功率下的推力水平，同時減少由通過導(dǎo)管的氣流產(chǎn)生的噪聲。
總之，本發(fā)明的目的是提出一種帶導(dǎo)管式旋翼，同時最好還帶導(dǎo)管式整流定子的反力矩裝置，它與已知的導(dǎo)管式反力矩裝置相比能更好地滿足各種實(shí)用要求。
根據(jù)本發(fā)明，通過采用下述的用于直升飛機(jī)的反力矩裝置可以實(shí)現(xiàn)上述目的以及其它目的，該裝置包括一可改變?nèi)~距的多葉片旋翼，該旋翼要安裝成能旋轉(zhuǎn)并基本上在導(dǎo)管中共軸線，以使沿軸線的空氣流動基本上橫過直升飛機(jī)并穿過一個裝在直升飛機(jī)尾部上的整流罩，從而使葉片的葉距改變軸線在一個基本上垂直于整流罩導(dǎo)管的軸線的旋轉(zhuǎn)平面上移動，旋翼的葉片具有繞旋翼的軸線按不均勻的方位角調(diào)制的角向分布，其特征為，葉片的方位角調(diào)制基本上由下列正弦法則給出 式中，θn為從任意原點(diǎn)開始連續(xù)計(jì)數(shù)的旋翼的第n個葉片的角度位置，b是旋翼的葉片數(shù)目，m是從1至4選取的整數(shù)，它與從6至12選取的旋翼的葉片數(shù)b不互為質(zhì)數(shù)，并且Δθ要選得大于或等于最小值Δθmin最小值要使乘積Δθmin×b為在由1.5弧度至1弧度的范圍內(nèi)選取的值。
從這個正弦法則導(dǎo)出的葉片的不均勻的角度分布保證那些構(gòu)成主要噪聲源的由旋轉(zhuǎn)的葉片組發(fā)散的聲能可沿頻譜有效地分配。如此提出的不規(guī)則的葉片角向間隔對于具有等分布葉片的旋翼來說，有著減少集中在b×Ω及其整倍數(shù)的頻率線上的聲能等級并將其分配到相鄰頻率上的作用。將具有等分布葉片的旋翼的脈沖譜轉(zhuǎn)換成具有按照本發(fā)明的旋翼的富集得多的譜，人耳就不再感受到強(qiáng)烈而又令人討厭的純噪聲，而是一種要中性得多的噪聲。這種用于旋翼的葉片的角度分布的正弦法則同時簡化了工業(yè)上的實(shí)施和聲學(xué)效能，這是因?yàn)?，參?shù)m和Δθ是作為葉片數(shù)b的函數(shù)來選擇的，以便同時確保旋翼的動平衡和能量在頻譜中的最優(yōu)分配，并保證有最小的由葉片的角偏移條件而強(qiáng)加的葉片間的角距，這種角偏移用葉距和葉片在旋翼的轂上的結(jié)構(gòu)附著性來表示。
但是，當(dāng)由于前面提到的原因，使正弦法則不可能保持葉片間的角距大于或等于最小的可允許的間距時，可以將上述正弦法則予以變形，以便給出合適的方位角調(diào)制。因此，允許改變按正弦分布法則對旋翼的每個葉片最初給出的角度位置，并且旋翼的至少一個葉片的角度位置可以相對于由正弦法則固定的角度位置按±5°的最大值變化，以便保留調(diào)制所固有的作用并彌補(bǔ)上述限制。
反力矩裝置還可以另外包括一個固定在導(dǎo)管中且位于旋翼下游并包括靜子葉片的導(dǎo)管式整流定子，靜子葉片繞導(dǎo)管的軸線基本上按星形固定，并且每個葉片都具有不對稱的空氣動力翼形，其相對于導(dǎo)管軸線的曲度和角度設(shè)置要使葉片將處于旋翼下游的氣流拉直，使之基本上平行于導(dǎo)管的軸線。在此情況下，整流器的葉片可以繞導(dǎo)管的軸線基本上均勻分布，同時，不管旋翼葉片的不均勻的方位角調(diào)制，該裝置還進(jìn)一步地使旋翼的任意兩個葉片之間的任何角度不同于整流器的任意兩個葉片之間的任何角度。因此，換句話說，不會有兩個不一定是相鄰的旋翼葉片之間的角距等于任何兩個不一定是相鄰的整流器葉片之間的任意角距。
自然，通過給旋翼的葉片一個由上述正弦分布法則規(guī)定的初始角度位置，然后如果有必要，將此法則加以變形，允許有關(guān)初始角度位置有上述變化，直至滿足上述的幾何條件，就可以有利地達(dá)到此幾何條件。
實(shí)際上，當(dāng)采用一個在旋翼下游的整流器時，重要的是使由旋翼的每個葉片的尾流與整流器葉片所組成的障礙物之間的相互作用引起的噪聲減至最小。特別是，對于旋翼而言，建議破壞任何葉片與葉片的相互作用關(guān)系。實(shí)際上，這種關(guān)系并不僅僅導(dǎo)致由尾流的相互作用產(chǎn)生的聲能總積累，這是因?yàn)?，從一個相互作用源相對于另一個相互作用源的相位改變?yōu)榱?，但是，由于有周期性，所有這些能量都集中在那些非常狹的彼此成倍數(shù)的頻帶上。這樣就產(chǎn)生人耳不能容忍的高能純噪聲的發(fā)射，而且這種現(xiàn)象是要受到聲學(xué)鑒定規(guī)范的重罰的。
對應(yīng)于上述幾何條件的技術(shù)解決方案確保旋翼的兩個任意葉片決不同時經(jīng)過對面的整流器的兩個任意葉片。
已經(jīng)說過，對于旋翼葉片和整流器葉片的任意周向布置，這一幾何條件是那些只對均布的旋翼葉片和整流器葉片的布置有效的幾何條件的通則，同時按照這一通則，旋翼的葉片數(shù)和整流器的葉片數(shù)必須彼此互為質(zhì)數(shù)。
通過設(shè)法減少由旋翼葉片與整流器的固定葉片之間的相互作用所發(fā)射的聲能等級，而不管這一等級是否集中在某些頻率中，則也可以達(dá)到減少由此相互作用而引起的聲學(xué)公害，同時與上述的角度分布條件和法則無關(guān)。為了避免旋翼的任意葉片的尾流與整流器的任意葉片的相互作用同時在整流器葉片的整個翼展上產(chǎn)生，按照本發(fā)明，整流器的葉片按非徑向的方式布置。有利的是它們均相對于半徑方向傾斜，最好從導(dǎo)管的軸線朝著它的周邊，并沿著與旋翼的旋轉(zhuǎn)方向相反的方向傾斜一個1°左右至25°左右的角度。這個朝向同時可有利于承受一個作為對旋翼旋轉(zhuǎn)的反作用而作用在一個基本上與導(dǎo)管共軸線的中心體上的力矩，而整流器的葉片也可因此而有利地支承在導(dǎo)管內(nèi)，該中心體包括用于驅(qū)動旋翼的構(gòu)件和用于控制旋翼葉片的葉距的油門變距桿。
為了使整流器葉片執(zhí)行其作為中心體的支承的功能和用于矯正在良好的條件下同時經(jīng)過導(dǎo)管的氣流，有利的是使它們具有NACA65型的空氣動力學(xué)翼形，其相對厚度位于8％左右與12％左右之間，其對導(dǎo)管軸線的角度設(shè)置在2°左右與2.5°左右之間，按負(fù)的迎角朝向，曲度位于20°左右與28°左右之間。如此選取的厚度是在最小的可能相對厚度與足夠的厚度之間的折衷，該最小的可能相對厚度是為了同時減少載荷噪聲和由于在旋轉(zhuǎn)的葉片的尾流中工作的整流器的厚度而引起的噪聲，該足夠的厚度用于固定支承旋翼并包含后傳動箱和葉片的總距操縱的中心體，它們就這樣固定在直升飛機(jī)的尾翼組中，同時受到靜力場與動力場的作用，尾翼組則包括尾梁的端部和一尾翼或一直升飛機(jī)的穩(wěn)定器。
為了減少所發(fā)射的總聲能，不管整流器葉片是否朝半徑方向傾斜，有利的是使整流器的葉片從導(dǎo)管的中心至周邊并從上游至下游傾斜，最好傾斜一個1°左右至6°左右的角度。這種每一個整流器葉片相對于旋翼葉片的旋轉(zhuǎn)平面形成一個不為零的角，同時又朝著導(dǎo)管的出口傾斜的構(gòu)造使之有可能增加將旋翼葉片的旋轉(zhuǎn)平面與在導(dǎo)管周邊上的整流器葉片的前緣的局部位置分開的距離，在導(dǎo)管的周邊處，整流器葉片與這個導(dǎo)管的有護(hù)罩的壁連接，而且由旋翼在尾流中產(chǎn)生的速度為最大，因此在整流器中產(chǎn)生的相互作用比朝向旋翼葉片的根部的大。
為了在所發(fā)射的聲能等級與整流器的空氣動力作用之間得到一個很好的折衷，并改進(jìn)整流器在反力矩裝置的導(dǎo)管中的布置，特別是改進(jìn)它的葉片在導(dǎo)管的有護(hù)罩的壁中的固定，同時用由整流器葉片支承在導(dǎo)管中的后傳動箱使旋翼在導(dǎo)管中有良好的定位，在旋翼的旋轉(zhuǎn)平面與整流器葉片的前緣之間，沿著導(dǎo)管的軸線并在導(dǎo)管的周邊處的間隔最好為一位于1.3C和2.5C之間的距離，其中的C為旋翼葉片的弦長，測量時與做成翼形的主葉片段的起點(diǎn)相齊。
此外，為了減少旋翼與將驅(qū)動功率傳給旋翼，并穿過導(dǎo)管直至后傳動箱的傳動臂之間的干涉，此臂最好固定在導(dǎo)管之內(nèi)，基本上位于整流器的一個葉片處，整流器的做成翼形的葉片最好是一個至少等于旋翼的葉片數(shù)減去1的數(shù)。
根據(jù)本發(fā)明，在旋翼葉片的方位角調(diào)制是不均勻或均勻時，不管旋翼是否與整流器有關(guān)聯(lián)，通過對導(dǎo)管采用特殊的幾何構(gòu)成，也可以減少聲學(xué)公害，并增加具有導(dǎo)管式旋翼的反力矩裝置的空氣動力性能。
為此，導(dǎo)管包括兩部分，其中的一部分是一收集器，它對應(yīng)于位于旋翼的旋轉(zhuǎn)平面上游的那部分導(dǎo)管，另一部分導(dǎo)管是一擴(kuò)散網(wǎng)，它對應(yīng)于位于旋翼的旋轉(zhuǎn)平面下游的那部分導(dǎo)管，收集器包括一個由朝向上游端凸出并以不變的半徑Rc做成圓角的環(huán)形壁限定的收斂形入口噴管，該入口噴嘴用一具有第一長度L1的圓柱形區(qū)向旋翼的旋轉(zhuǎn)平面延伸，從旋翼的旋轉(zhuǎn)平面朝向下游端擴(kuò)散器包括具有第二長度L2并將收集器的圓柱形區(qū)延伸的圓柱形區(qū)，其次是一個具有錐頂半角α的截錐形擴(kuò)散形噴管，以及一個由朝向下游端凸出并以半徑r做成圓角的環(huán)形壁限定的擴(kuò)散形出口。
由收集器和擴(kuò)散器的圓柱形區(qū)形成的圓柱形導(dǎo)管部分的存在，使之有可能當(dāng)旋翼安裝在導(dǎo)管中，以致使其葉片在導(dǎo)管的這個圓柱形部分中旋轉(zhuǎn)時，改善旋翼的每個葉片型面的空氣動力性能，這是因?yàn)椋谶@個圓柱形部分中的流動是軸向的。
旋翼的旋轉(zhuǎn)平面在此圓柱形部分中的位置最好定義為旋翼葉片的弦高C、葉片的正葉距范圍、葉片的前緣與葉距改變軸線之間的距離a以及用揮舞表征其剛度的葉片的最大變形f的函數(shù)，以便使圓柱形區(qū)的長度L1和L2要如此，使得L1＞asin(βmax)＋f和L2＜(C－a)sin(βmax)其中，βmax為旋翼葉片的最大正槳葉角。
在實(shí)際中，有利的是分別使收集器和擴(kuò)散器的圓柱形區(qū)的長度L1和L2相應(yīng)地位于在其圓柱形部分測得的導(dǎo)管直徑的2％左右和8％左右之間和1％左右與3.5％左右之間。
同樣，不管導(dǎo)管是否包括圓柱形部分，只要它包括一個具有由一凸出的并以不變的半徑Rc做成圓角的環(huán)形壁限定的收斂形入口噴管的收集器，這個半徑就大約為在其喉部并在其最狹的橫截面處測得的導(dǎo)管直徑的8％。
對于固定的總推力而言，為了增加給定功率下的推力或靠減少作用在旋翼葉片上的載荷來減少噪聲，擴(kuò)散器的擴(kuò)散角或它的截錐形擴(kuò)散噴管的半角α最好在5°左右至20°左右之間選取。
為了減少帶導(dǎo)管式旋翼的反力矩裝置在向前飛行時的阻力，而又不改變由此反力矩裝置，特別是在平穩(wěn)飛行時提供的推力，專利權(quán)的受讓公司在其從1985年開始銷售的型號為AS365N1的直升飛機(jī)上已經(jīng)生產(chǎn)了一種擴(kuò)散器的擴(kuò)散形出口的環(huán)形壁，它有在朝直升飛機(jī)的前部延伸的圓弧上的一個恒定的第一半徑r1，一個在朝向直升飛機(jī)的后部延伸的圓弧上且大于r1的恒定的第二半徑r2，同時在直升飛機(jī)的縱向軸線的兩側(cè)，對稱地有兩個用在r1與r2之間遞增的半徑把半徑恒定的區(qū)域連接起來的區(qū)域。根據(jù)本發(fā)明，r1最好小于導(dǎo)管直徑的1.6％左右，而r2位于導(dǎo)管直徑的4.3％和為收集器的收斂形噴管所選取的半徑Rc之間，同時恒定半徑r1的前區(qū)遍布對應(yīng)于至少210°的對角的圓弧，而恒定半徑r2的后區(qū)則遍布對應(yīng)于對稱地在直升飛機(jī)縱向軸線的上方和下方的對角為90°的圓弧。
如同在帶導(dǎo)管式旋翼的反力矩裝置的現(xiàn)有技術(shù)的實(shí)施例中一樣，導(dǎo)管可以在一個整流罩中形成，該整流罩裝入包括尾梁后端和一至少有一穩(wěn)定器的尾翼的直升飛機(jī)的尾部尾翼可能有兩個穩(wěn)定器，并且其類型為十字形，T形或在導(dǎo)管上方的V形，它還有可能使尾翼的至少一個穩(wěn)定器包括一個可以偏轉(zhuǎn)的穩(wěn)定器襟翼。此外，導(dǎo)管的軸線可能與水平方向傾斜，以使導(dǎo)管式旋翼的推力在直升飛機(jī)上產(chǎn)生一升舉分力。
本發(fā)明的其它優(yōu)點(diǎn)和特性將參考附圖從對下面的不受限制的實(shí)施例的描述中得出，這些附圖是

圖1是一導(dǎo)管式反力矩裝置的 的后透視圖，其旋翼與整流定子設(shè)置在導(dǎo)管中，該導(dǎo)管穿過尾梁后端并位于直升尺機(jī)的尾翼底層的整流罩，旋翼被顯示在導(dǎo)管之外，并且為了更加清晰起見，將其中的一部分切去；圖2是圖1的旋翼的示意的側(cè)視立面圖，其葉片的相位角調(diào)制不均勻；圖3是表明圖1中的旋翼和整流定子的操作的簡圖；圖4是圖1所示裝置的一個特殊實(shí)施例的局部側(cè)視立面圖；圖5基本上與通過圖1所示的反力矩裝置的軸向半剖視圖相對應(yīng)；圖6是圖1、4和5所示裝置的導(dǎo)管的軸向半剖視圖；以及圖7是示意的側(cè)向立面圖，示出了導(dǎo)管的擴(kuò)散器的出口和它的具有不同半徑的各個部分。
在圖1所示的直升飛機(jī)中，直升飛機(jī)的機(jī)身與單一的主旋翼均未示出，圖中的尾梁1，在其后端支承一個尾翼2，尾翼的上部布置成垂直的穩(wěn)定器，以協(xié)助控制偏航，并且在尾翼2的前面支承一個水平穩(wěn)定器，它有兩個沿尾梁1的兩側(cè)延伸的控制表面4，以便協(xié)助按槳距控制直升飛機(jī)。
尾翼2的底層布置成一個護(hù)罩或整流罩5，導(dǎo)管6穿過它，用于導(dǎo)管式反力矩裝置的空氣流動，反力矩裝置還包括一個安裝成能旋轉(zhuǎn)并在導(dǎo)管6中大致共軸線的多葉片可變?nèi)~距的旋翼7，同時還有一個整流定子8，該定子8固定在導(dǎo)管6中，相對于通過導(dǎo)管6的氣流的流動方向處于旋翼7的下游，并包括繞導(dǎo)管6的軸線X—X基本上布置成星形的固定葉片9。
此多數(shù)用于在穩(wěn)態(tài)飛行或低速時控制偏航的反力矩裝置附加有垂直穩(wěn)定器3和水平穩(wěn)定器4，以便在高速飛行時按偏航和俯仰控制直升飛機(jī)。這些同樣的功能可以由在整流罩5上方的V形穩(wěn)定器，或是由其穩(wěn)定器4安裝在垂直穩(wěn)定器3的上面基本上是一半的地方的十字形尾翼，或是甚至由其穩(wěn)定器4裝在穩(wěn)定器3的頂端的T形尾翼來實(shí)現(xiàn)。
導(dǎo)管6的軸線X—X基本上橫貫直升飛機(jī)的縱向軸線，該導(dǎo)管具有基本上是不對稱的形狀，這將在下面參考圖6予以描述，它包括一個收斂形的入口19，該入口以一個圓柱形部分20朝著空氣出口處延伸，而圓柱形部分本身又以一擴(kuò)散形噴管21—22延伸至出口處。旋翼7在導(dǎo)管6中裝在它的入口側(cè)，以使其葉片10在導(dǎo)管6的圓柱形部分20中旋轉(zhuǎn)，用于葉片10的葉距改變軸決定了旋翼的一個旋轉(zhuǎn)平面P，葉片在此平面中運(yùn)動，并且此平面基本上垂直于有罩導(dǎo)管6的軸線X—X。旋翼7裝在位于中心體11之內(nèi)的后傳動箱中，并受到驅(qū)動，可以旋轉(zhuǎn)，中心體11的外形基本上為圓柱形，并與導(dǎo)管6共軸線，并且用整流器8的葉片9固定在尾翼2的結(jié)構(gòu)上，該整流器將中心體11夾持在導(dǎo)管6的中心處，而且相對于旋翼7而言，處于導(dǎo)管的出口側(cè)。
在某種已知的型式中，中心體11中的后傳動箱含有一個用驅(qū)動軸12可轉(zhuǎn)動地驅(qū)動旋翼7的機(jī)構(gòu)，軸12本身又由一穿過臂13并與直升飛機(jī)的主傳動箱的輔助輸出端相連的傳動軸驅(qū)動，臂13的一部分布置在導(dǎo)管6中，基本上位于整流器8的葉片9中的某個葉片處。
這樣，旋翼9在導(dǎo)管6中的旋轉(zhuǎn)就產(chǎn)生了一個受到控制的氣流，它形成為平衡直升飛機(jī)的偏航所必需的橫向反力矩推力。
為了改變這個橫向推力的幅度，在一種也是熟知的方式中，中心體11的后傳動箱和旋翼7包括一個用于葉片10的總距操縱的裝置，它用一個沒有示出的控制桿操作，因?yàn)榧僭O(shè)圖1的臂13用作一個傳動軸和總距改變桿的整流罩。
至于結(jié)構(gòu)，后傳動箱，用于葉片10的總距操縱的裝置以及旋翼7的構(gòu)形和操作將最好參考專利權(quán)的受讓公司的法國專利FR1531536、美國專利US—3,594,097和US—4,626,173，這些專利將作為參考結(jié)合在本說明書中。我們只限于提請記住，每個葉片10包括一個具有空氣動力翼形的主葉片段14、一個葉片根部15和一個接頭16，葉片根部15做成套箍，葉片10通過它來安裝，以致能至少在一個軸承中繞其縱向葉距改變軸線旋轉(zhuǎn)，而該軸承則為此目的而在旋翼槳轂17的至少一個環(huán)形壁上形成，接頭16是可以旋轉(zhuǎn)的而且最好也是能變形的，它穿過葉根套箍15，并以其與套箍15相對的一端把持在旋翼槳轂17上，槳轂17由驅(qū)動軸12可轉(zhuǎn)動地驅(qū)動，而軸12在包圍后傳動箱的中心體11上沿導(dǎo)管6的軸線X—X伸出。每個葉片10的從葉片10的一側(cè)伸出的根部15有一個由一小桿與一控制輻射架相連的總距油門變距桿23，輻射架自由地隨旋翼7旋轉(zhuǎn)，但能通過操縱總距油門變距桿，但能通過操縱總距油門變距桿，而使其沿旋翼7的旋轉(zhuǎn)軸線作平移運(yùn)動，以集中地控制葉片10的總距變化。
在旋翼7的葉片10的下游，但是沒有離開導(dǎo)管6的擴(kuò)散形噴管21—22而固定在導(dǎo)管6中的葉片9通過矯正葉片10下游的氣流，使之朝向?qū)Ч?的X—X軸線并獲得一附加的反力矩推力可恢復(fù)此氣流的旋轉(zhuǎn)能量，這已經(jīng)在受讓人公司的法國專利FR—2534222中予以說明，其描述將作為參考結(jié)合在本說明書中，特別是關(guān)于這個專利的圖4和5的描述，其中的圖5對應(yīng)于本申請的圖3。在此圖3中，以轉(zhuǎn)速u＝52R旋轉(zhuǎn)的旋翼的兩個葉片10已示意地在兩個靜止葉片9的上游示出。此速度u與空氣的軸向進(jìn)入速度va1合成，以便得出旋翼上的氣流的相對速度W1，此速度W1在每個移動的葉片10的周圍建立一壓力場。
此后，這個壓力場產(chǎn)生一空氣動力合力R1，它一方面可以分解成一個升力FZ1和一個阻力FX1，另一方面產(chǎn)生一個其方向與旋翼的旋轉(zhuǎn)速度u的方向垂直并與va1的方向相反的軸向推力S1。
由于由上述每個葉片10構(gòu)成的第一障礙的原因，空氣以不同的速度條件離開旋翼7，并且出口速度三角形使之有可能分辨出一個相對于旋翼的小于W1的新速度W2和一個作用在朝向葉片10的靜止葉片9上的絕對速度V2。
對于靜止葉片9來說，速度V2起著與運(yùn)動的葉片10的速度W1同樣的作用，V2圍繞著每個葉片9建立一壓力場，這個壓力場產(chǎn)生一個空氣動力合力R2，此合力R2一方面可分解為一個升力FZ2和一個阻力FX2，而另一方面形成一個軸向推力S2，該推力是一個加在推力S1上的附加推力。通過適當(dāng)?shù)剡x擇葉片9的不對稱的空氣動力翼形，特別是它們的曲度和相對于導(dǎo)管6的軸線X—X的角度設(shè)置，可以使氣流在離開靜止葉片9時被拉直，并且可能使其速度V3實(shí)際上是沿軸向的(平行于X—X軸線)。
在導(dǎo)管式反力矩裝置中，在位于導(dǎo)管6中的旋翼7的下游具有做成翼形的靜止葉片9的整流定子8的布置使之有可能產(chǎn)生一種緊湊的、平衡的和剛性的反力矩裝置，它不必調(diào)整驅(qū)動旋翼7所需的功率，就能得到加大的反力矩推力。
因此，這種反力矩裝置的作用是與下列各項(xiàng)相關(guān)連的——旋翼7的特征，按航向飛行直升機(jī)所需要的性能水平；而性能水平又主要地取決于旋翼7的直徑的選擇因而也取決于導(dǎo)管6的直徑的選擇，取決于葉片的圓周速度，葉片的數(shù)目，葉片的弦長，以及取決于葉片的型面和扭轉(zhuǎn)規(guī)律。
——整流器8的特性；當(dāng)有整流器時，此特性尤其取決于葉片9的數(shù)目，它們的弦長，它們的翼形(曲度、位置、……)。
——還有導(dǎo)管6的特性。
同時，導(dǎo)管式反力矩裝置在聲學(xué)上的優(yōu)化可以用以下方法得到保證在整個頻譜中分配聲能，采取旋翼7的葉片10的稱為方位角調(diào)制或相位調(diào)制的不均勻的角度分布，并減少由反力矩裝置發(fā)射的聲能水平，減少旋翼7的葉片10的圓周速度，通過在導(dǎo)管6中的定子8和傳動臂13的特殊構(gòu)形及其布置，使其與旋翼7有適當(dāng)?shù)拈g隔，以一方面減少旋翼7與傳動臂13間的干涉，另一方面減少整流定子8與傳動臂13之間的干涉。
對于一個十葉旋翼10而言，其不均勻相位調(diào)制或方位角調(diào)制的例子示于圖2中。此相位調(diào)制的目的在于破壞旋翼葉片的傳統(tǒng)的角對稱或傳統(tǒng)的等角度分布，以便不會減少所發(fā)出的聲能，而是與在未調(diào)制(等分布葉片)的情況下，即能量集中在某些特定的頻率(bΩ、2bΩ、3bΩ……)的情況下得到的相反，使聲能更有利地分配在頻譜中。
用于旋翼7的葉片10的相位調(diào)制法則是一個正弦法則或與下列類型的正弦法則相近的法則 式中，θn為從任意角度原點(diǎn)開始連續(xù)計(jì)數(shù)的旋翼的第n個葉片的角位置，b是旋翼的葉片數(shù)，而m和Δθ是正弦法則的參數(shù)，在m的情況下，對應(yīng)于一個與旋翼7的葉片10的數(shù)目b不互為質(zhì)數(shù)的整數(shù)，而Δθ要選得大于或等于作為葉片數(shù)b的函數(shù)來選擇的最小值Δθmin并且Δθmin隨b的增加而減小。當(dāng)然，在一種等分地分布的排列中， 代表第n個葉片的角位置，而Δθsin 則對應(yīng)于相對于等分的分布排列的方位角調(diào)制項(xiàng)。參數(shù)m和Δθ要作為葉片10的數(shù)目b的函數(shù)來選擇，以便同時提供旋翼7的動平衡，能量在頻譜中的最優(yōu)分配，同時保證有最小的由葉片的角偏移條件而責(zé)成的葉片間的角距，這種角偏移用槳距和葉片10在槳轂17上的結(jié)構(gòu)附著性來表示。
整數(shù)m按下列方式選擇首先，要考慮旋翼7的動平衡而進(jìn)行選擇。通過寫下此平衡關(guān)系，就得到下面兩個必須予以滿足的方程式
∑cosθn＝0和∑sinθn＝0對于上面已給出的正弦調(diào)制法則θn，如果m和b不互為質(zhì)數(shù)，則這兩個方程式就能得到滿足。
由下面的表1中的叉號給出m的作為在由6變到12的葉片10的數(shù)目b的函數(shù)的可能選擇。
表1
作為在表1中所提供的可能性的函數(shù)，整數(shù)m要盡可能地小，而且最好固定為2或3，以便得到最密的可能頻譜，因而得到倍頻程的三分之一的較好能量分配。參數(shù)m也可能正好準(zhǔn)備等于4，但是為1的值是應(yīng)當(dāng)避免的。
參數(shù)Δθ必須按下列方式選擇它大于或等于由給定數(shù)目的旋翼葉片10的聲學(xué)準(zhǔn)則給出的最小值Δθmin如下表2所示。
表2
這些值對應(yīng)于某個同一的角相移ΔΦ＝bΔθ，此相移作為表征相對于基準(zhǔn)線的正弦調(diào)制譜線的水平的Bessel函數(shù)的參數(shù)而起作用，這已在Donald EWALD等人的題為“應(yīng)用調(diào)制原理減少噪聲”的論文中予以了說明，該論文刊登在《美國航空學(xué)會學(xué)報(bào)》(“TheJournal of Acoustical Society of America”)第49卷，1971年的第5期(第1部分)，1381至1385頁上。角相移ΔΦ＝1.5弧度對應(yīng)于這樣一個值，超過這個值，Bessel函數(shù)J0(ΔΦ)便小于或等于n不為0時的Bessel函數(shù)Jn(ΔΦ)(見上述論文的圖2)。這就使之有可能在bΩ中相對于相鄰的線而將基準(zhǔn)線的出現(xiàn)減至最少，這是因?yàn)?，J0(ΔΦ)代表基準(zhǔn)線上的加權(quán)系數(shù)，而J1(ΔΦ)代表在有調(diào)制時存在的相鄰線(b－1)Ω和(b＋1)Ω的加權(quán)系數(shù)。角相移ΔΦ＝bΔΦ＝1.5弧度是理想點(diǎn)，因?yàn)樵谌龡l相鄰線bΩ，(b－1)Ω和(b＋1)Ω上的噪聲等級是相等的，因此，集中在具有等分布葉片的旋翼的線bΩ上的能量就分配在這三條線上。因此，表2給出了作為b的函數(shù)的Δθmin的值，以使bΔθmin＝1.5弧度。
此結(jié)果對應(yīng)于某個理想的情況，此時，壓力擾動函數(shù)非常均勻，也就是說，適用于一個具有很大的葉片數(shù)目(大于20)的旋翼的情況。在反力矩旋翼7的情況下，葉片10的比較少的數(shù)目使壓力擾動函數(shù)變得更加有脈沖性。上述規(guī)則也可以略加改變，但需要規(guī)定其變化的極限，以便使正弦調(diào)制規(guī)則與導(dǎo)管式反力矩旋翼7的特殊情況相匹配。此外，用以使葉片有按槳距表示的角偏移而且彼此不發(fā)生干涉的最小的可允許的葉片間角距，以及葉片10在槳轂17上的合適的結(jié)構(gòu)附著性，可能以選擇小于由聲學(xué)準(zhǔn)則(表2)推薦的Δθmin的Δθ為條件。例如，對于有十個葉片10的旋翼7，最小的葉片間角距為24°。
因此，可以根據(jù)變形的正弦法則采用相位調(diào)制法則，此時，bΔθ可以在由1.5弧度至1弧度的值的范圍內(nèi)選取，和/或關(guān)于最初由正弦分布法則對旋翼7的每個葉片10給出的角位置可以采取±5°的偏差，以便補(bǔ)償最小的葉片間角距這一約束，同時又保留由于相位調(diào)制而得到的良好的聲學(xué)性能。
應(yīng)當(dāng)指出，當(dāng)bΔθ＝1弧度時，基準(zhǔn)線bΩ的加權(quán)系數(shù)為0.8，而相鄰線(b±1)Ω的加權(quán)系數(shù)則降至0.45。
當(dāng)反力矩裝置包括整流器時，整流器的葉片9繞導(dǎo)管6的軸線X—X均勻地分布，以便限制旋翼7與整流定子8之間的干涉，特別地是用以避免在旋翼7與定子8之間的任何喘振現(xiàn)象(動態(tài)激振)，旋翼的葉片10的相位調(diào)制要做到使旋翼的兩個并不一定是相鄰的葉片之間的任何角距都不同于定子8的兩個并不一定是相鄰的葉片9之間的任何角距。用數(shù)學(xué)語言來表達(dá)，這個條件可以翻譯成如果θij代表旋翼7的從一任意角度原點(diǎn)連續(xù)計(jì)數(shù)的序號為i和j的葉片之間的角距，也就是說，代表在葉片i和j的葉距改變軸線之間所定義的角，同時，如要θk，l代表整流器8的序號為k和l的葉片之間的角距，則不管i、j、k、l的值如何，θi，j不同于θk，l。實(shí)際上，對于整流器8的至少一半的葉片9來說，不考慮傳動臂13，如果旋翼7的不同葉片10之間的相應(yīng)的角距和整流器8的不同葉片9之間的相應(yīng)的角距之差的絕對值都大于1°，則這一條件就可以認(rèn)為已經(jīng)得到遵守。
如果通過選擇上述最有利的類型的正弦型相位調(diào)制，而使這一防止兩個葉片10同時經(jīng)過兩個對面的葉片9的角度條件得不到實(shí)現(xiàn)，則至少某些葉片的角位置必須予以修改，即按正弦法則將其移開，并采用上面提到的經(jīng)變形的正弦法則，這就是說，由于Δθ這時不能選擇成使bΔθ＝1.5弧度，于是bΔθ不斷地由1.5至1弧度減少，但不降至小于1弧度，直至得到一個合適的Δθ值，以實(shí)現(xiàn)上述的不同于θkl的幾何條件θij，同時或者另一方面，對最初由正弦分布法則對旋翼7的每個葉片10給出的角位置，±5°的累積偏差或最大偏差是允許的。
如果試圖減少噪聲公害而避免兩個葉片10和兩個葉片9與旋翼7之間同時有相互作用，而旋翼7的葉片10又是均布的，則選擇旋翼7的葉片10的數(shù)目b，使之與整流器8的葉片9的數(shù)目互為質(zhì)數(shù)就已足夠，這樣就不會在兩個不一定是相鄰的葉片10之間得到一個等于兩個不一定是相鄰的葉片9之間的一個任意角距的任意角距。
通過減少由旋翼7與整流定子8之間的相互作用所發(fā)出的聲能等級，且不管聲能所集中的或所分配的頻率，也可以減少由于這些相互作用而產(chǎn)生的噪聲公害。如圖4所示，為了避免在所討論的葉片9的整個翼展內(nèi)同時產(chǎn)生葉片10與葉片9之間的相互作用，葉片9要布置成非徑向的方式，但它們分別傾斜一個ν角，此角度在與半徑方向成5°左右與25°左右的范圍內(nèi)，當(dāng)從導(dǎo)管6的中心朝向其周邊考察葉片9時，此角度處于與葉片10的旋轉(zhuǎn)方向相反的方向。這個傾斜方向使之有可能不僅減少旋翼7的葉片10與定子8的葉片9之間由相互作用而形成的噪聲，而且也保證能更好地承受在葉片9受壓縮地工作時，由中心體11中的后傳動箱所承受的載荷。實(shí)際上，由于整流器8的功能之一就是支承后傳動箱與中心體11，這樣，葉片9就可能最好地支承與傳給旋翼7的力矩相反的力矩。此外，整流器8的葉片9的空氣動力翼形的相對厚度要選擇成使之能最好地減少導(dǎo)管6的總體尺寸，同時又保證有足夠的用于支承中心體11這一功能的機(jī)械強(qiáng)度，在實(shí)踐中，葉片9的翼形的相對厚度在8％左右與12％左右之間。
對于葉片9，這一相對厚度的選擇要與NACA65型的空氣動力翼形的使用相適應(yīng)，此翼形的設(shè)置在導(dǎo)管6的軸線X—X上的迎角是負(fù)的，并在2°左右與2.5°左右之間，翼形的曲度在20°左右與28°左右之間，這些翼形的特性使整流器8有良好的效用。
此外，當(dāng)整流器8的葉片的前緣與旋翼7的由葉片10的葉距變化軸線所規(guī)定的旋轉(zhuǎn)平面P之間的軸向間距超過最小值，約為其弦長C的40％左右，而此最小間距值至少等于1.3C時，由旋翼7與定子8之間的相互作用而產(chǎn)生的噪聲的降低變得相當(dāng)顯著。但是，由于后傳動箱與中心體11在導(dǎo)管6中的支承是由整流器8提供的，因此，為了使旋翼的旋轉(zhuǎn)平面P的位置在導(dǎo)管6中有一個良好的公差，需要將整流器8、后傳動箱和中心體11固定得盡可能地靠近旋翼7的平面P。
如圖5中以夸大的方式所表示的那樣，通過使整流器8的葉片9傾斜一個角度ψ，該角度約在2°至6°左右，則這兩個互相矛盾的要求就可以得到良好的妥協(xié)，也就是說，減少噪聲與旋翼7的平面P的良好的位置公差之間可以得到良好的妥協(xié)。每個葉片9的這種從導(dǎo)管6的中心朝向其周邊并從上游至下游傾斜，使之有可能讓每個葉片9的前緣盡可能遠(yuǎn)地離開旋翼的平面P，同時又保持后傳動箱和中心體11的軸線有正確的定位，從而使旋翼的平面P在導(dǎo)管6中有正確的定位?？紤]到與中心體11相連的葉片9的根部和葉片9的與導(dǎo)管6的整流罩18的側(cè)壁相連的受載較大的端部之間的空氣動力載荷的連續(xù)性，盡管葉片9的前緣差不多在葉片10的根部的后面，對噪聲的影響仍然可忽略不計(jì)。為此，在導(dǎo)管6的周邊上，旋翼7的旋轉(zhuǎn)平面P與整流器8的葉片9的前緣之間的軸向間距是一個在1.3C左右和2.5C左右之間的距離dr，其中的C是旋翼7的葉片10的弦長，當(dāng)這個弦長C在主葉片段14的翼展上是不恒定的時候C在主葉片段14上靠近葉片根部15處選取。
總之，除去與半徑方向傾斜的角ν以外，在垂直于導(dǎo)管6的軸線X—X并平行于旋翼的平面P的平面中，每個葉片9要使得在導(dǎo)管6的周邊處，其前緣處于離開旋翼的旋轉(zhuǎn)平面P的其范圍在1.3C左右至2.5C左右之間的距離dr內(nèi)，以避免葉片9的后緣穿入由此導(dǎo)管6的倒圓的唇部劃界的出口，同時要使葉片9在垂直于旋翼的平面P的平面上，朝向下游端并朝向?qū)Ч艿闹苓厓A斜一角度ψ，以便用中心體11和后傳動箱的正確定位來保證旋翼的平面P的精確定位。當(dāng)dr小于1.3C時，所發(fā)射的聲能等級在使葉片9靠近旋轉(zhuǎn)平面P時增大得非?？?，而當(dāng)dr大于2.5C時，整流器8失去它的流體動力作用。
前面已經(jīng)說過，傳動臂13與整流器8的葉片9相連，以便確定葉片9和葉片10的角位置，但是它沒有做成翼形，同時，做成翼形的葉片9的數(shù)目要選成大于或等于減去1的旋翼7的葉片10的數(shù)目。
比較有利的是，這些葉片10具有OAF型的空氣動力翼形，其相對厚度與曲度沿翼展進(jìn)行，相對厚度在0.4R與R之間，舉例來說，由13.9％減去9.5％，其中的R是旋翼7的半徑。同樣，翼形的扭轉(zhuǎn)隨著離開旋翼軸線而減小。
如圖6所示，并且已經(jīng)描述過，導(dǎo)管6的環(huán)形壁18從上游至下游包括一收斂形入口噴管19，一圓柱形部分20和一截錐形擴(kuò)散形噴管21，旋翼7如由旋轉(zhuǎn)平面P所表示的那樣在圓柱形部分20中旋轉(zhuǎn)，擴(kuò)散形噴管在倒圓的出口唇22處結(jié)束。導(dǎo)管6可再分為兩個部分，即收集器與擴(kuò)散器，收集器對應(yīng)于導(dǎo)管的位于旋翼7的旋轉(zhuǎn)平面P上游，其軸向尺寸為dc(沿著導(dǎo)管6的軸線X—X)的那部分，而擴(kuò)散器則對應(yīng)于導(dǎo)管6的位于旋翼的旋轉(zhuǎn)平面P下游，其軸向尺寸為dd的那部分。收集器本身又可再分為兩個區(qū)收斂形噴管19和在其后面的長度為L1的圓柱形區(qū)，收斂形噴管由一個朝著上游端凸出并以不變的半徑Rc做成圓角的入口唇或環(huán)形壁限定。擴(kuò)散器可分為三個區(qū)，即將收集器的圓柱形區(qū)L1延長，長度為L2的圓柱形區(qū)，具有擴(kuò)散形噴管21的錐頂半角α的截錐區(qū)，和由出口唇22限定的擴(kuò)散形出口噴管，出口唇的形狀為一朝向下游端凸出并以半徑r做成圓角的環(huán)形壁。
如果Φ代表導(dǎo)管6在其圓柱形部分20的直徑，則比值L1/Φ必須在0.02左右至0.08左右之間，以免太大的圓柱形區(qū)L1大大地畸變導(dǎo)管式旋翼的性能。同樣，太小的收集器的長度dc將畸變導(dǎo)管式旋翼的性能，因而收集器的最小長度dc＝Rc＋L1對應(yīng)于導(dǎo)管直徑Φ的10％左右。因此，Rc+L1Φ>0.10.]]>實(shí)際上，入口唇19的半徑Rc要確定成使其與導(dǎo)管直徑Φ的比值約為0.08。旋翼的平面P在圓柱形部分20中的位置要定義為葉片10的弦長C、葉片的正葉距范圍、使葉片的前緣與其葉距改變軸線分離的距離a(a＝0.4C)、以及用揮舞表征其剛度的葉片10的最大變形f的函數(shù)、L1必須要使L1＞asin(Pmax)＋f，其中的βmax為最大的正槳葉角。為了避免葉片10在圓柱形部分20的外面和前面有任何的伸出，要考慮有為直徑Φ的1.33％的附加余量。擴(kuò)散器的圓柱形區(qū)的長度L2在導(dǎo)管直徑Φ的1％和3.5％之間進(jìn)行。實(shí)際上，它由下列式子給出L2＜(c－a)sin(βmax)。
擴(kuò)散角α(截錐形擴(kuò)散噴管21的錐頂半角)在5°左右至20°左右之間選取。擴(kuò)散器的發(fā)散部分的長度df與擴(kuò)散角α直接有關(guān)，而且與擴(kuò)散度成反比，該擴(kuò)散度由和導(dǎo)管6的出口表面積與旋翼7的盤形表面積之比相對應(yīng)的擴(kuò)散水平來限定，此擴(kuò)散比要保持大于1.06。
為了減少導(dǎo)管式反力矩裝置在直升飛機(jī)向前飛行時的阻力，而又不畸變其在盤旋飛行時的性能，擴(kuò)散器的凸出的環(huán)形出口唇22的半徑r在這個唇的整個周邊上不是常數(shù)。半徑r所經(jīng)過的區(qū)域在圖7中示出，該圖用側(cè)視立面圖示意地示出了擴(kuò)散器的出口。在此圖中，軸線Y—Y為直升飛機(jī)的通過導(dǎo)管6的軸線X—X的前(向左)—后(向右)軸線或縱向軸線，而軸線Z—Z為也與導(dǎo)管的軸線X—X相交的垂直軸線。唇22在沿圓弧AA延伸的前區(qū)中，有一個小的不變的半徑r1，它小于導(dǎo)管6的直徑Φ的1.6％左右，圓弧AA對應(yīng)于一個為210°的對角，并且相對于軸Y—Y對稱。為了不畸變由導(dǎo)管式反力矩裝置提供的推力，同時又減少在向前飛行時的阻力，唇22有半徑r2＞r1，并在導(dǎo)管直徑Φ的4.3％左右和半徑Rc之間，Rc對收斂形噴管19而言，是在一沿弧BB延伸的后區(qū)中選取的，該弧BB對應(yīng)于一個為90°的對角，在軸線Y—Y的兩側(cè)對稱。在這些前區(qū)與后區(qū)之間，延伸有兩個具有在r1與r2之間遞增的半徑的區(qū)，它們對應(yīng)于弧AB，每個弧AB的對角為30°。根據(jù)制造限制所提出的理由，這個遞增的半徑是必需的。這些具有遞增半徑的區(qū)域在出口唇22的前部和后部之間提供了一個過渡。作為一種變型，小半徑r1的前區(qū)中可以沿與可能達(dá)到240°的對角相對應(yīng)的弧A′A′延伸。這樣，與弧A′B相對應(yīng)的過渡區(qū)就可以縮短了。
在一個適用于裝備一架其質(zhì)量大約為1.5噸的直升飛機(jī)的例子中，反力矩裝置裝在一個直徑為750mm的導(dǎo)管6中，其旋翼具有8個金屬葉片，葉片具有有尾翼的主葉片段14和一個整體的套箍15，同時如US—3,594,097中所描述的那樣，旋翼槳轂的直徑為304mm，葉片的弦長根據(jù)葉尖的速度是186m/s還是180m/s而為58mm或63mm，葉片的變距范圍在0.7R(R為旋翼的半徑)處由-25°延伸至+41°，并且葉片的翼形為上述的遞增式OAF翼形，其扭轉(zhuǎn)法則為，0.4R至R，扭轉(zhuǎn)從17°減至6.9°。
與之有關(guān)聯(lián)的整流器有十個具有80mm弦長的做成翼形的葉片9，整流器上還加上傳動臂13〔十個葉片間的角距為30.66°，而一個臂13從中穿過的角距為53.4°〕，具有八個葉片10的旋翼按照優(yōu)化的正弦法則(bΔθmin＝1.5弧度)實(shí)行葉片的相位調(diào)制，其參數(shù)為m＝2和Δθ＝10.75°，但是，為了考慮整流器8，優(yōu)化的法則按最大的角度偏差±3.75°予以變形，這導(dǎo)致旋翼7的八個葉片10的下列調(diào)制<
與之相反，與之有關(guān)聯(lián)的整流器有七個做成翼形的葉片9，外加傳動臂13，有八個葉片10的旋翼按照一個經(jīng)變形的正弦法則(bΔθ＝1.25弧度)實(shí)行相位調(diào)制，其中，參數(shù)為m＝2和Δθ＝8.96°，最大角度偏差為±5°，這得到了下列調(diào)制
葉片9的與通過每個葉片的基面的半徑方向之間的傾斜角ν約為10°，而它們的朝向周邊和朝向?qū)Ч?的出口的傾斜角ψ為4°。將旋翼的旋轉(zhuǎn)平面P與葉片9的前緣分開的距離dr為96.5mm，也就是說，大約為旋翼葉片的弦長的1.53倍至1.66倍。整流器的做成翼形的葉片9具有NACA。65型葉型，其相對厚度為10％，葉型的中心線的曲度為27°，并且設(shè)置在導(dǎo)管6的軸線X—X上的迎角為負(fù)，等于2.5°。這個導(dǎo)管具有一個收斂形噴管19，其半徑Rc為60mm，收集管的圓柱形區(qū)的長度L2為24mm，擴(kuò)散器的圓柱形區(qū)的長度L2為23mm，發(fā)散角α為7°，并且出口唇22在其前區(qū)有—10mm的半徑r1，在其后區(qū)有—45mm的半徑r2，擴(kuò)散器的發(fā)散部分的最小長度df為187mm。
在一個適用于裝備一架具有質(zhì)量約為2.5噸的直升飛機(jī)的例子中，反力矩裝置包括一個具有十個其弦長為50mm的葉片的旋翼，旋翼以187.66m/s的圓周速度(3584rpm)被驅(qū)動，并有直徑為380mm的槳轂，它裝在直徑為1m的導(dǎo)管中，葉片的翼形為一個與上述例子中的相類似的OAF，變距范圍從-25°至+35°延伸(在0.7R處)。葉片同上述例子一樣是金屬型的，它按照前面提到的正弦法則，但是是經(jīng)過變形的法則(bΔθ＝1弧度)實(shí)現(xiàn)相位調(diào)制或方位角調(diào)制，其中，參數(shù)為m＝2和Δθ＝5.73°，最大的角度偏差±3.4°。整流器包括十個做成翼形的葉片，其弦長為97mm，整流器中還加有傳動臂13。由此得到下列調(diào)制
做成翼形的靜止葉片的傾斜角ψ是4°，他們與半徑方向的傾斜角ν是7.8°。旋翼的平面P與做成翼形的葉片9之間的距離dr約為98mm，也就是說，約為旋翼葉片的弦長C的1.96倍。整流器的葉片9具有NACA65型的翼形，其相對厚度為10％，翼形的中心線的曲度為21°，所設(shè)置的迎角為負(fù)的并且等于2.5°。導(dǎo)管6的收斂形入口噴管的半徑Rc為80mm，收集器和擴(kuò)散器的圓柱形區(qū)的長度L1和L2分別為23mm和17mm。發(fā)散角α為7°，而導(dǎo)管的發(fā)散部分的最小長度df為280mm。唇22的前區(qū)的半徑r1為10mm，而后區(qū)上的半徑r2為60mm。
為了裝備一架其質(zhì)量約為4至4.5噸的直升飛機(jī)，反力矩裝置的例子可以包括一個具有十個其弦長為94mm的葉片的旋翼，旋翼以180m/s(3125rpm)的葉尖圓周速度在直徑為1100mm的導(dǎo)管中被驅(qū)動，槳轂的半徑為225mm。同前面的例子一樣，葉片的變矩軸線在其弦長C的40％處，其翼形為遞增式OAF葉型，具有同樣的相對厚度的變化規(guī)則，但其扭轉(zhuǎn)法則卻在0.4R與R之間從7.25°減至-1.2°。整流器或是包括13個葉片，即12個是做成翼形的，其弦長為80mm，對其加有傳動臂；或是包括17個葉片，即16個是做成翼形的，其弦長為66mm，并對其加有傳動臂。做成翼形的葉片的型面為NACA65型，其相對厚度為10％，中心線角度為23°，而設(shè)置的迎角是負(fù)的并等于2.2°。做成翼形的靜止葉片的傾斜角ψ為3°，它們與半徑方向的傾斜角ν是11.2°。旋翼的平面P與靜止葉片的前緣之間的距離dr由1.65c至1.7c，并且采用了上面提到的經(jīng)過變形的正弦法則，以便得到不會導(dǎo)致兩個任意旋翼葉片之間的任何角度等于兩個任意靜止葉片之間的任何角度的相位調(diào)制，從而得到在表3中給出的旋翼的十個葉片的角向分布，此分布取決于整流定子包括13個還是17個靜止葉片。
表3
>圖2示出了具有上表3所示的在有13個靜止葉片的整流定子的情況下的角向分布的旋翼。
權(quán)利要求
1.一種用于直升飛機(jī)的反力矩裝置，它包括一可變槳矩的多葉片旋翼(7)，該旋翼要安裝成能旋轉(zhuǎn)并在導(dǎo)管(6)中共軸線，以使沿軸線(X—X)的氣流基本上橫過直升飛機(jī)并穿過裝入直升飛機(jī)尾部(1—2)的整流罩(5)，旋翼還要安裝成使葉片(10)的變距操縱桿在一個基本上垂直于整流罩導(dǎo)管(6)的軸線(X—X)的旋轉(zhuǎn)平面(P)中移動，旋翼(7)的葉片(10)具有繞旋翼(7)的軸線按不均勻的方位角調(diào)制的角向分布，其特征為，葉片(10)的方位角調(diào)制基本上由下列正弦法則得出 式中，θn為從一任意原點(diǎn)開始連續(xù)計(jì)數(shù)的第n個葉片(10)的角位置，b是葉片(10)的數(shù)目，m是從1至4選取的整數(shù)，它與葉片(10)的數(shù)目b不互為質(zhì)數(shù)，b由6至12選取，而Δθ要選得大于或等于一個最小值Δθmin，該最小值要使得乘積Δθmin×b為在由1.5弧度至1弧度的范圍內(nèi)選取的值。
2.一種如權(quán)利要求1的反力矩裝置，其特征為，方位角調(diào)制基本上對應(yīng)于經(jīng)過變形的正弦法則，為此，至少有一個旋翼(7)的葉片(10)的角位置相對于由正弦法則固定的角位置最大變化±5°。
3.一種如權(quán)利要求1或2的反力矩裝置，其特征為，它另外包括一個整流定子(8)，該定子固定在導(dǎo)管(6)中，在旋翼(7)的下游，并包括靜止葉片(9)，葉片(9)基本上按星形繞導(dǎo)管(6)的軸線(X—X)設(shè)置，并且每個葉片都顯示出不對稱的空氣動力翼形，翼形的中心線曲度和相對于導(dǎo)管(6)的軸線的角度設(shè)置要使得葉片(9)能矯正旋翼(7)下游的氣流，使之基本上平行于導(dǎo)管(6)的軸線。
4.一種如權(quán)利要求3的反力矩裝置，其特征為，整流器(8)的葉片(9)繞導(dǎo)管(6)軸線(X—X)基本上均勻地分布，并且旋翼(7)的兩個任意的葉片(10)之間的任何角度不同于整流器(8)的兩個任意的葉片(9)之間的任何角度。
5.一種如權(quán)利要求3和4中的任何一項(xiàng)的反力矩裝置，其特征為，整流器(8)的每個葉片(9)都與半徑方向傾斜，從導(dǎo)管(6)的軸線(X—X)朝向?qū)Ч艿闹苓?，并沿著與旋翼(7)的旋轉(zhuǎn)方向相反的方向。
6.一種如權(quán)利要求3至5中的任何一項(xiàng)的反力矩裝置，其特征為，整流器(8)的葉片(9)是傾斜的，從導(dǎo)管(6)的中心向?qū)Ч艿闹苓叢膶?dǎo)管(6)的上游至下游傾斜。
7.一種如權(quán)利要求3至6中的任何一項(xiàng)的反力矩裝置，其特征為，在導(dǎo)管(6)的周邊處，在旋翼(7)的旋轉(zhuǎn)平面(P)與整流器(8)的葉片(9)的前緣之間沿導(dǎo)管(6)的軸線(X—X)的間距為一個在1.3C至2.5C之間的距離(dr)，其中的C為旋翼(7)的葉片(10)的弦長。
8.一種如權(quán)利要求3至7中的任何一項(xiàng)的反力矩裝置，其特征為，整流器(8)的葉片(9)在導(dǎo)管(6)的內(nèi)部支承一個基本上與導(dǎo)管(6)共軸線的中心體(11)，中心體包含用于驅(qū)動旋翼(7)的構(gòu)件和用于集中地控制旋翼的葉片(10)的槳距的構(gòu)件，旋翼要安裝成能在中心體(11)上旋轉(zhuǎn)。
9.一種如權(quán)利要求3至8中的任何一項(xiàng)的反力矩裝置，其特征為，整流器(8)的葉片(9)具有NACA65型的空氣動力翼形，其相對厚度在8％左右至12％左右之間，設(shè)置在導(dǎo)管(6)的軸線(X—X)上的迎角為負(fù)并在2°左右與2.5°左右之間，并且中心線曲度在20°左右至28°左右之間。
10.一種如權(quán)利要求3至9中的任何一項(xiàng)的反力矩裝置，其特征為，將驅(qū)動功率傳至旋翼(7)的傳動臂(13)位于導(dǎo)管(6)的內(nèi)部，基本上在整流器(8)的葉片(9)中的一個葉片所在之處，做成翼形的葉片(9)的數(shù)目至少等于減去1的旋翼(7)的葉片(10)的數(shù)目。
11.一種如權(quán)利要求1至10中的任何一項(xiàng)的反力矩裝置，其特征為，旋翼(10)的葉片(10)具有OAF型的空氣動力翼形，其相對厚度與中心線曲度是根據(jù)翼展遞增的，在0.4R與R之間，相對厚度從13.9％左右減至9.5％左右，而扭轉(zhuǎn)從17°左右減至6.9°左右或從7.25°左右減至-1.2°左右，其中的R為旋翼(7)的半徑。
12.一種如權(quán)利要求1至11中的任何一項(xiàng)的反力矩裝置，其特征為，導(dǎo)管(6)包括兩個部分，其中的一個部分是收集器(dc)，它對應(yīng)于導(dǎo)管(6)的位于旋翼的旋轉(zhuǎn)平面(P)上游的那部分，另一部分是擴(kuò)散器(dd)，它對應(yīng)于導(dǎo)管(6)的位于旋翼的旋轉(zhuǎn)平面(P)下游的那部分，收集器包括一個由朝著上游凸出并以不變的半徑(RC)做成圓角的環(huán)形壁限定的收斂形噴管(19)，該噴管用一個具有一長度(L1)的圓柱形區(qū)向旋翼的旋轉(zhuǎn)平面(P)延伸，從旋翼的旋轉(zhuǎn)平面(P)朝向下游端擴(kuò)散器包括一個具有一第二長度(L2)并將收集管的圓柱形區(qū)延伸的圓柱形區(qū)，其次是一個具有錐頂半角α的截錐形擴(kuò)散形噴管(21)，以及一個由朝下游凸出并以半徑r做成圓角的環(huán)形壁限定的擴(kuò)散形出口(22)。
13.一種如權(quán)利要求12的反力矩裝置，其特征為，旋翼的旋轉(zhuǎn)平面(P)在導(dǎo)管(6)的由收集器和擴(kuò)散器的圓柱形區(qū)形成的圓柱形部分(20)中的位置定義為旋翼的葉片的弦長(C)、葉片的正槳葉范圍、葉片的前緣與變距操縱桿之間的距離(a)，以及用揮舞表征其剛度的葉片的最大變形(f)的函數(shù)，以使圓柱形區(qū)的長度L1和L2為L1＞asin(βmax)＋f及L2＜(C－a)sin(βmax)，其中的βmax為旋翼(7)的葉片(10)的最大正槳葉角。
14.一種如權(quán)利要求12和13中的任何一項(xiàng)的反力矩裝置，其特征為，收集器的圓柱形區(qū)的長度(L1)位于在導(dǎo)管(6)的圓柱形部分(20)中測得的導(dǎo)管直徑(Φ)的2％左右和8％左右之間，收集器的收斂形入口噴管的恒定直徑(Rc)約為導(dǎo)管(6)的直經(jīng)(Φ)的8％，而擴(kuò)散器的圓柱形區(qū)的長度(L2)在導(dǎo)管(6)的直徑(Φ)的1％左右和3.5％之間進(jìn)行。
15.一種如權(quán)利要求12至14中的任何一項(xiàng)的反力矩裝置，其特征為，截錐形擴(kuò)散形噴管(21)的錐頂半角(α)在5°左右與20°左右之間選取。
16.一種如權(quán)利要求12至14中的任何一項(xiàng)的反力矩裝置，其特征為，擴(kuò)散器的擴(kuò)散形出口噴管(22)的環(huán)形壁有一個第一恒定半徑(r1)，一個第二恒定半徑(r2)和兩個具有遞增半徑(在r1和r2之間遞增)的區(qū)(AB)，第一半徑沿著向直升飛機(jī)的前部延伸的圓弧(AA)，并小于導(dǎo)管(6)的直徑(Φ)的1.6％左右，第二半徑位于導(dǎo)管(6)的直徑(Φ)的4.3％左右和半徑Rc之間，對收集器的收斂形噴管(19)而言，Rc是在沿著向直升飛機(jī)的后部延伸的圓弧(BB)中選取的，兩個區(qū)(AB)將對稱地位于直升飛機(jī)的縱向軸線(YY)兩側(cè)的具有恒定直徑(r1和r2)的區(qū)域聯(lián)在一起。
17.一種如權(quán)利要求16的反力矩裝置，其特征為，直徑(r1)不變的前區(qū)沿對應(yīng)于至少為210°的對角的圓弧(AA)延伸，而直徑(r2)不變的后區(qū)沿對應(yīng)于90°的對角的圓弧(BB)延伸，這兩個弧都對稱地在直升飛機(jī)的上述縱向軸線(YY)的上方和下方。
18.一種如上述權(quán)利要求中的任何一項(xiàng)的反力矩裝置，其特征為，導(dǎo)管(6)在裝入直升飛機(jī)尾部的一個整流罩(5)中形成，該尾部包括尾梁(1)的后端和具有至少一個穩(wěn)定器(3)的尾翼(2)。
19.一種如權(quán)利要求18的反力矩裝置，其特征為，尾翼(2)有兩個穩(wěn)定器，其類型可以是十字形尾翼、T形尾翼或在導(dǎo)管(6)上方的V形尾翼。
20.一種如權(quán)利要求18或19的反力矩裝置，其特征為，尾翼的至少一個穩(wěn)定器包括一個能偏斜的穩(wěn)定器襟翼。
全文摘要
能在橫向?qū)Ч?6)中旋轉(zhuǎn)的旋翼(7)的葉片(10)有著按由下列正弦法則給出的不均勻的方位角調(diào)制得到的角度分布θ
文檔編號B64C27/82GK1121020SQ95105360
公開日1996年4月24日 申請日期1995年5月3日 優(yōu)先權(quán)日1994年5月4日
發(fā)明者里查德·H·J·馬澤, 杰魯卡·V·籮瑟奧, 路易斯·G·阿諾德, 艾倫·R·阿諾德 申請人:法蘭西歐洲科普特公司