專利名稱：一種高升力直升機(jī)旋翼的槳葉的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型涉及一種顯著提高直升機(jī)旋翼升力及螺槳飛機(jī)螺旋槳拉力的槳葉。
現(xiàn)有的直升機(jī)旋翼及螺槳飛機(jī)槳葉的葉型均為常規(guī)翼剖面形成的翼型，屬于附著流型的范疇，它為葉型提供線性升力，它的最大問題是在攻角稍大時(shí)會(huì)在葉背發(fā)生氣流分離，這使得其升力和阻力特性急劇變壞，因而它不可能給飛機(jī)提供更大的升力或拉力，特別是目前直升機(jī)載荷越來越大，槳葉越來越長，轉(zhuǎn)速趨高，槳尖速度越來越大，甚至進(jìn)入跨音速范圍的情況下。即便是采用后掠式槳尖技術(shù)在一定程度上推遲了馬赫現(xiàn)象的產(chǎn)生，但傳統(tǒng)的槳葉形狀仍不能適應(yīng)飛機(jī)對(duì)升力或拉力的需求。
本實(shí)用新型的目的是提出一種顯著提高直升機(jī)旋翼升力或提高螺旋槳拉力的槳葉。利用尖前緣、大后掠細(xì)長翼在大攻角時(shí)從兩側(cè)緣刃條發(fā)出的脫體渦會(huì)在其上方及后邊的整個(gè)基本翼翼面上產(chǎn)生強(qiáng)大的側(cè)洗速度而產(chǎn)生很大的非線性升力的特點(diǎn)，會(huì)使得整個(gè)槳葉的升力(拉力)系數(shù)大大增加，結(jié)果使飛機(jī)的載重量有顯著增加。
本實(shí)用新型的目的是這樣實(shí)現(xiàn)的在直升機(jī)旋翼的槳葉外段，即靠近槳尖部位，不再采用屬于傳統(tǒng)的附著翼型構(gòu)成的平面形狀，而是采用尖前緣、大后掠的邊條翼(4)加上中等后掠的基本翼(6)組成的小機(jī)翼，在每個(gè)槳葉上，可以同時(shí)有一個(gè)或幾個(gè)并列的這樣的小機(jī)翼，如附圖2、3、4和5所示。這樣，在攻角α足夠大時(shí)，無論在高速或低速情況下，氣流在所述邊條翼(4)兩側(cè)的刃緣(5)上產(chǎn)生脫體渦(11)，所述脫體渦從其后的基本翼(6)上方卷過，在其上方產(chǎn)生強(qiáng)大的側(cè)洗速度，從而產(chǎn)生很大的渦升力。所述的基本翼(6)的后緣(7)可以是平直的，也可以是向內(nèi)折的、外凸的或其它曲線形的，如圖2、3、4、5、7和8所示。所述的邊條翼(4)的前緣后掠角X1＝60°-85°，基本翼(6)的前緣后掠角X2＝0°-50°，所述的每個(gè)小機(jī)翼的半翼展S與長度L的比S/L＝0.15-1.0；所述的各個(gè)小機(jī)翼之間可以直接并接，如圖2、3、4所示；也可以用一段傳統(tǒng)翼型段進(jìn)行過渡連接，如圖8所示。旋翼的內(nèi)段，即靠槳葉轉(zhuǎn)軸(1)一邊，翼型仍用傳統(tǒng)的附著翼型，所述連接處要有相應(yīng)的扭轉(zhuǎn)，以適應(yīng)內(nèi)、外段對(duì)攻角的不同要求。為了有較高的最大升力系數(shù)和升阻比，可使槳葉形狀有各種彎度和扭轉(zhuǎn)。
本實(shí)用新型與現(xiàn)有技術(shù)相比有如下優(yōu)點(diǎn)1、槳葉的工作攻角比傳統(tǒng)翼型的工作攻角大得多，從而在同樣槳盤尺寸下可以為直升機(jī)提供更大的升力，或?yàn)槁輼w機(jī)提供更大的拉力；
2、可以在低速和高速，乃至在跨、超音速槳尖速度下高效的工作。
圖例說明


圖1是直升機(jī)的旋翼系統(tǒng)簡圖，圖中繪出了本實(shí)用新型中翼型的總體布局。
圖2是
圖1中所繪的本實(shí)用新型槳葉的結(jié)構(gòu)詳圖。
圖3和圖4是
圖1中所繪的本實(shí)用新型槳葉的兩種實(shí)施例，為了避免上述邊條翼二側(cè)銳緣產(chǎn)生的旋向相反的脫體渦間的相互干擾，采用了單邊邊條翼的結(jié)構(gòu)。
圖5是本實(shí)用新型的又一種實(shí)施例，所述基本翼(6)的尾緣(7)是內(nèi)折的。
圖6(a)、(b)是圖2中標(biāo)示的邊條翼(4)的尖前緣(5)處形狀的B-B剖面。
圖7是本實(shí)用新型的又一實(shí)施例，其邊條翼(4)的側(cè)緣(5)做成S形的。
圖8是本實(shí)用新型的又一實(shí)施例，其中基本翼(6)為傳統(tǒng)的附著流型，基本翼的尾緣(7)是平直的。
圖9是
圖1中所繪的本實(shí)用新型槳葉的又一實(shí)施例，為了避免上述邊條翼二側(cè)銳緣產(chǎn)生的旋向相反的脫體渦間的相互干擾，在所述邊條翼的中心線附近加上一條翼肋(12)，所述翼肋的形狀可以是直的或弧形的，其曲率半徑r為(0.5-1.5)R，R為小翼肋所處位置的旋轉(zhuǎn)半徑，小翼肋高度為該處槳葉最大厚度的(3-4)倍。
參照
圖1和2，槳葉由槳根2、傳統(tǒng)翼型段(3)及并列的二個(gè)小機(jī)翼組成，而每個(gè)小機(jī)翼又由邊條翼(4)和基本翼(6)組成，當(dāng)槳葉繞旋轉(zhuǎn)軸(1)旋轉(zhuǎn)時(shí)，氣流將在一定的攻角下相對(duì)于所述的槳葉運(yùn)動(dòng)，于是在每個(gè)邊條翼(4)的兩側(cè)銳緣(5)上形成兩束脫體渦(11)，這所述脫體渦(11)卷過整個(gè)邊條翼(4)，又掃過其后的基本翼(6)，并與從折點(diǎn)(8)處發(fā)出的旋渦相匯，形成有利的干擾，在基本翼(6)上方形成低壓區(qū)，從而產(chǎn)生渦升力。如果攻角在合適的范圍內(nèi)，則這脫體渦不會(huì)在基本翼(6)的尾緣(7)之前破裂。所述的尾緣(7)的形狀可以是平直的，也可以是曲線形的，可以是向內(nèi)折的，也可以是向外凸的。圖中，S為小機(jī)翼的半展長，L為小機(jī)翼的長度，X1和X2分別為邊條翼(4)與基本翼(6)的前緣后掠角。
權(quán)利要求1.一種高升力直升機(jī)旋翼的槳葉，其特征在于直升機(jī)旋翼或螺槳飛機(jī)螺旋槳的槳葉均含有一個(gè)或幾個(gè)并列的尖前緣、大后掠的邊條翼和與之相接的基本翼。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高升力直升機(jī)旋翼的槳葉，其特征在于槳葉靠近槳尖的部分能夠是一個(gè)或幾個(gè)并列的尖前緣、大后掠的邊條翼和中等后掠的基本翼組成的小機(jī)翼。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高升力直升機(jī)旋翼的槳葉，其特征在于在每個(gè)所述的小機(jī)翼中，其前部是后掠角為X1＝60°-85°的尖前緣邊條翼，其后部是后掠角為X2＝0°-50°的基本翼。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高升力直升機(jī)旋翼的槳葉，其特征在于所述的每個(gè)小機(jī)翼前部的邊條翼的尖前緣可以是直的，或是S形的，或外凸的前緣。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高升力直升機(jī)旋翼的槳葉，其特征在于所述的每個(gè)小機(jī)翼的半翼展長S與長度L的比為S/L＝0.15-1.0。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高升力直升機(jī)旋翼的槳葉，其特征在于所述的每個(gè)小機(jī)翼可以是平面狀的，也可以是有各種彎曲和扭轉(zhuǎn)形狀的。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高升力直升機(jī)旋翼的槳葉，其特征在于所述的尖前緣、大后掠的邊條翼和基本翼可以是不完整的，即為所述的小機(jī)翼的一半，可以是小機(jī)翼的左半邊，或是小機(jī)翼的右半邊。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高升力直升機(jī)旋翼的槳葉，其特征在于所述的每個(gè)基本翼的后緣形狀可以是平直的，或是曲的，或是向內(nèi)折的，或是向外凸的。
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的高升力直升機(jī)旋翼的槳葉，其特征在于所述的小機(jī)翼的中心線附近處可以有一個(gè)直的或弧形的小翼肋。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的高升力直升機(jī)旋翼的槳葉，其特征在于弧形小翼肋的曲率半徑r為(0.5-1.5)R，其中R為所述小翼肋在槳葉上所處位置的旋轉(zhuǎn)半徑，小翼肋高度為該處槳葉最大厚度的(3-4)倍。
專利摘要本實(shí)用新型公開了一種顯著提高直升機(jī)升力或螺旋槳拉力的槳葉,特別適于在槳葉高速情況下。它將直升機(jī)旋翼或螺槳飛機(jī)的螺旋槳的槳尖部分的形狀設(shè)計(jì)成尖前緣、大后掠邊條翼和中等后掠基本翼組成的“小機(jī)翼”,這使得可充分利用這種翼型在大攻角時(shí)由氣流于葉背生成的脫體渦所產(chǎn)生的很高的非線性升力,即渦升力,從而大大提高直升機(jī)的負(fù)載能力和螺槳飛機(jī)的拉力。該實(shí)用新型也可用于風(fēng)扇和風(fēng)力發(fā)電機(jī)槳葉等。
文檔編號(hào)B64C27/467GK2372230SQ9823828
公開日2000年4月5日 申請(qǐng)日期1998年7月17日 優(yōu)先權(quán)日1998年7月17日
發(fā)明者申振華 申請(qǐng)人:申振華