CN102556344B - 一种用于直升飞机反扭矩装置的桨叶 - Google Patents

Abstract

一种用于直升飞机的反扭矩装置的桨叶(1)，且所述装置包括涵道旋翼(13)，而所述桨叶(1)包括不同的部段组件、前缘(2)和后缘(3)，其中，该桨叶包括：至少两个部段(5)和(6)的组件；各翼型的积迭线(4)，该积迭线在从翼型的前缘(2)开始位于翼弦(C)的25％至50％范围中的距离处延伸，所述积迭线(4)在桨叶(1)的平面中具有曲线形状，该曲线从桨叶的根部(5)至端部(6)连续地具有后掠、前掠以及最后后掠；以及翼弦(C)，该翼弦在至少端部翼型(1a)上、朝桨叶(1)的部段(6)行进时变得较大，以达到端部翼弦值，该端部翼弦值小于或等于桨叶(1)的根部(5)的参照翼弦(C_ref)的1.6倍。

Description

一种用于直升飞机反扭矩装置的桨叶

技术领域

本申请从2010年12月15日提交的法国专利申请FR10/04891中得到，本文以参见的方式引入该申请的内容。

本发明涉及用于旋翼飞行器、尤其是用于直升飞机的反扭矩旋翼的总体技术领域。更确切地说，本发明涉及涵道尾桨反扭矩装置的技术领域，该反扭矩装置具有藉由相位调整而成角度分布的桨叶，并且具体用于直升飞机。这些反扭矩装置与非涵道的传统反扭矩旋翼不同，而非涵道的传统反扭矩旋翼并不构成本发明的主题。

本发明具体涉及上述反扭矩装置，该反扭矩装置还称作“（涵道尾桨）”装置，其中具有固定翼型叶片的导流定子在气流通道或“涵道”中位于反扭矩旋翼下游。

背景技术

具体从FR2719549中已知这些反扭矩装置，该文献描述了用于成角度地分布旋翼桨叶的关系，以尽可能有效地在整个频谱上分布声能，这考虑连接桨叶的机械局限性。该文献中的附图示出桨叶具有在平面图上基本上呈矩形的形状。此外，为了避免旋翼桨叶中任何一个的尾流与导流叶片的任何一个之间的相互作用在叶片的整个翼展上同时发生，以非径向方式来设置导流叶片。借助示例，叶片中的每个相对于径向方向倾斜较佳地位于1°至25°范围中的角度，从通道的朝向其周缘的轴线行进，并且沿与旋翼旋转方向相反的方向倾斜。此种构造有利于吸收作为旋翼旋转的反应而在中心本体上所施加的扭矩，该中心本体基本上共轴地位于通道中并且包含用于驱动旋翼的部件以及用于控制桨叶总距的部件。然后，所吸收的扭矩可由位于通道中的叶片所承受。

从文献WO2006/110156中还已知设有曲线桨叶的涵道反扭矩装置。该文献披露了结合有导流叶片的曲线桨叶，这曲线桨叶径向地且横向地偏移，以减小所述桨叶和所述叶片之间的相互作用噪声。所描述桨叶中的每个具有带有单个曲线的几何形状。包括此种桨叶以及此种叶片构造的反扭矩装置无法显著地改进其性能来接近传统反扭矩旋翼的性能。

文献US2004/0022635或WO2004/011330描述了遵循自然波模式的凹/凸螺旋桨桨叶的构造。此种叶片的前缘具有接续有凸部段的凹部段。前缘和后缘是倒圆的，以促使围绕相关表面形成合适的流体流，并且限制旋涡的形成，从而限制气动阻力。如下文所述，通过根据正弦曲线的或者与代表每个桨叶前缘的曲线相切的函数来对翼面进行建模而获得最佳结果，而由于并未限定幅值，因而这是近似的。然而，具有此种几何形状的桨叶显然不适合用于改进涵道反扭矩装置的性能。换言之，每个桨叶的定义并不具有用于满足为制造旋翼飞行器的涵道尾桨反扭矩装置所需的严格工业要求的所需特征。

此外，所述文献US2004/0022635的附图示出桨叶具有比所述桨叶的最大翼弦小的端部翼弦。

文献EP0332492描述了用于高性能涵道螺旋桨的桨叶，其空气动力学的主动部分具有矩形形状。该桨叶的最大弯度从基本上0增大至基本上0.04。该桨叶的相对最大厚度从基本上13.5％减小至基本上9.5％。

文献EP2085310描述涵道反扭矩旋翼，其中使以频率FE发出的以及以频率FP所察觉的噪声最小化。在该旋翼中，气流导流定子位于所述旋翼（13）的桨叶通路之后。

文献WO2009/54815描述了轴流风扇桨叶，这些轴线风扇桨叶具有带有波纹的翼面，而这些波纹引起抽吸和压力。这些波纹还增大桨叶的硬度。在附图中，桨叶是扩张的，从它们的根部行进至它们的自由端部。

文献GB212018描述了由单件金属所制成的螺旋桨。

发明内容

因此，本发明的一个目的是提出具有新的成型三维几何形状的桨叶，该几何形状应用预定扭转关系而相对于扭转线扭转，这可提供具体用于直升飞行器的涵道反扭矩装置，并且该反扭矩装置并不具有上述局限性。

本发明的目的还可提出用于桨叶的三维几何形状，而该桨叶用于制造直升飞行器的涵道反扭矩装置，其中与已知的涵道反扭矩装置相比，反扭矩力方面的效率有所改进。

本发明的另一目的试图提出改进反扭矩力方面性能的涵道反扭矩装置，同时并不使涵道反扭矩装置所具有的声发射和安全性方面的改进退化。

本发明的目的借助一种用于旋翼飞行器的尾部反扭矩装置的桨叶来实现，所述装置包括涵道旋翼，所述成型桨叶具有三维几何形状，且该三维几何形状由在桨叶的前缘和后缘之间延伸的不同翼型部段所限定，并且由桨叶的根部段和端部段径向限定；至少两个翼型部段沿积迭线具有不同翼弦值，且该积迭线从根部段延伸至端部段，该桨叶被扭转，其中该桨叶包括翼型部段的积迭线和平面延伸表面的扭转线，该积迭线在扭转之前限定平面延伸表面，该平面延伸表面从根部段至端部段径向地限定，该扭转线由预定扭转关系所限定，而所述积迭线在离前缘的位于翼弦的25%至50%的范围中的距离处延伸，并且在平面延伸表面上具有一曲线，该曲线从根部段连续地包括如下方面：第一后掠；前掠；以及最后的行进至端部段的最后后掠；翼型的所述根部段，该根部段具有小于翼型部段的端部段翼弦的翼弦，且该翼弦部段的所述翼弦从根部段朝端部段行进而变得较大，该端部段具有等于或小于根部段的参照翼弦1.6倍的翼弦。

可观察到，术语“翼型部段”指代与桨叶的平面横截面相对应的整个表面，所述横截面与桨距轴线（下文进行描述）以及具有翼型形状的所述部段的轮廓相交。

在根据本发明桨叶的一实施例中，部段的相对厚度沿从桨叶根部段朝向桨叶端部段行进的径向方向逐渐减小，使得端部段具有9％至6％、较佳的是6.9％量值的相对厚度。

另一方面，根部段的相对厚度位于9％至14％的范围中，并且较佳地等于12％。

在根据本发明桨叶的一实施例中，桨叶端部处的最大翼弦C达到参照翼弦C_ref乘以因子a_c的数值，该因子比1大并且尤其大于或等于1.1并且小于或等于1.6。

在根据本发明桨叶的一实施例中，因子a_c等于1.38。

在根据本发明桨叶的一实施例中，积迭线从翼型前缘延伸30％翼弦的距离。

在根据本发明桨叶的一实施例中，桨叶沿积迭线包括一组六个不同的翼型部段。

在根据本发明桨叶的一实施例中，前缘从翼型的根部段至翼型的端部段连续地具有凹的然后凸的形状。

在根据本发明桨叶的一实施例中，翼弦根据以下类型的关系而改变：

C(r)=C_ref，如果k≤r≤b_c×R_max

以及

$C\left(r\right)=C_{\mathrm{ref}}+[C_{\max }-C_{\mathrm{ref}}]\×\frac{{[r-(b_c\×R_{\max })]}^n}{{[R_{\max }-(b_c\×R_{\max })]}^n}$ 如果r≥b_c×R_max

其中：

r:给定的翼型部段的半径；

k:翼型的根部段的半径；

C(r):半径r处的翼弦值；

R_max:端部段翼型的最大半径；

C_ref:翼型根部段的参照翼弦；

C_max:翼型端部段的翼弦，等于（a_c×C_ref）；

×:乘号；以及

b_c和n:第一和第二预定常量。

应观察到的是，在本说明书中，部段的“半径”用于指代所述部段和装配有所述桨叶的旋翼的旋转中心之间的距离。

在根据本发明桨叶的一实施例中，第一常数b_c位于0到1的范围中。第一常数b_c的零数值与翼型根部段的半径k的零数值相对应。

在根据本发明桨叶的一实施例中，第一常量b_c是0.68，使得翼弦的扩大开始点基本上位于所述桨叶最大半径的0.68倍处。

在根据本发明桨叶的一实施例中，第二常数b_c位于1到5的范围中。

在根据本发明桨叶的一实施例中，第二常量n是1.7。

在根据本发明桨叶的一实施例中，积迭线是曲线的，遵循基于每个桨叶的平均桨距轴线并且由以下类型的多项式所给出的、相对于旋翼的大体径向方向的迹线：

Y_AC/C_ref=a_e×Q³+b_e×Q²+c_e×Q其中0≤Q≤1

其中：

$Q=\frac{r-k}{R_{\max }-k}$ 是非尺寸数值；

Y_AC是翼型的各部分的积迭线在半径r处的位置；以及

a_e、b_e、以及c_e是第一、第二以及第三预定数值。

在根据本发明桨叶的一实施例中，将第一、第二和第三数值a_e、b_e、以及c_e选定成获得如下积迭线：该积迭线以在桨叶的几何平均桨距轴线的任一侧上是基本上相同的分布延伸，以平衡作用在桨叶上的桨距控制力矩。

在根据本发明桨叶的一实施例中，第一、第二和第三数值a_e、b_e、以及c_e分别是-2.5681、+3.9238以及+1.3558。

在这些情形下，总体上所采用的上述数据可限定平面延伸表面。然后，通过根据预定扭转关系绕与积迭轴线相对应的扭转线来扭转翼型部段、即通过扭转所述平面延伸表面来获得所寻求的桨叶几何形状。

本发明的目的还借助反扭矩装置来实现，该装置包括限定气流通道的整流罩，该气流通道具有设置在其中的具有前述桨叶的旋翼、旋翼驱动部件以及用于调整所述桨叶的桨距的调整部件。当然并且适当的话，该装置还可在气流通道中包括定子，该定子用于引导气流并且由翼型的叶片制成。

在本说明书中，术语“扫掠”指代在桨叶局部平面中的弯曲形状，这可基本上被向前引导而作为“向前扫掠”或者朝向后方引导而作为“后掠”，分别与朝向桨叶的前缘和朝向桨叶的后缘扫掠相对应。

此外，积迭线限定成几何构造线，而构成桨叶的各种翼型在该积迭线积迭并且组装在一起，限定各种部段的所述各种翼型存在于朝向旋翼轴线引导的根部段和位于最大半径处的端部段之间。伸出该成型区域的可存在有用于驱动所述桨叶的可选的臂。

将桨距轴线确定成使得绕桨叶上所述轴线的静力矩尽可能的小。因此有利的是，当积迭线首先是直线且其次是翼型的空气动力焦点位置时，致使积迭线与桨距轴线相对应。对于曲线形的积迭线来说，将积迭线限定成：使得该积迭线的两端位于平均桨距轴轴线。

此外，将术语“桨叶通路”限定成：意味着桨叶能在其中以该桨叶的各种角矩设定延伸的空间。

在这些情形下，根据本发明的桨叶有利地可提供涵道反扭矩装置，该涵道反扭矩装置在最大推力上具有4％量值的增大。

根据本发明的涵道反扭矩装置的另一优点在于在其动力消耗上减小10％的量值。

根据本发明的涵道反扭矩装置的另一优点在于：用于设定旋翼桨叶桨距所需的静态控制力显著地减小。

根据本发明的桨叶还可减小由于端部处翼弦的较大变化所产生的单级噪声（所谓的“厚度”噪声）。翼弦中的此种变化在由桨叶的每个部段所发出的声信号中产生改变。因此，对于每个桨叶部段来说，声信号是不同的。这有效地防止由远处观察者所接收的声波添加在一起。此外，只要所述较大翼弦在端部处由较小的相对厚度所补偿，则在桨叶端部处的此种翼弦变化并不增大厚度噪声。在这点上，尽管翼弦朝端部增大，但实际厚度保持为与在平面图上具有矩形形状的桨叶的厚度相等。

根据本发明桨叶的另一优点在于旋翼桨叶和定子导流叶片之间相互作用噪声（所谓的“双极”噪声或“负荷”噪声）的减小。桨叶的后缘沿上述特定方向是弯曲的，这防止桨叶的涡流层以平行方式撞击固定叶片。曲线后缘在由远处观察者所接收的声波中引起相移，并且由此有助于减小由所述观察者所接收的噪声。

根据本发明桨叶的另一优点在于：由于所述后缘的曲线形状而减小后缘噪声（在周壁压力脉动和后缘之间的相互作用）。由沿上述特定方向是曲线的曲线后缘所产生的三维效果用于补偿在后缘处所观察到的尾流不足（所述不足与由于气流中桨叶的存在、而在后缘下游的空气流速减小相对应），由此减小具有宽频特征的后缘噪声。补偿尾流不足还可防止湍流组件变得相关，由此减小旋翼尾流在定子叶片上的影响，并由此允许减小音调噪声（即，由与旋翼的转速和桨叶数量相关的频率谐波所产生的噪声）。

换言之，由于桨叶具有大体上曲线的几何形状，因而来自所述桨叶的湍流尾流类似地是曲线的。因此，当来自桨叶的尾流遇到导流叶片时，尾流并不会平行地撞击所述叶片。这还可减小所感受到的噪声。

根据本发明桨叶的另一优点在于改进所述桨叶的总体性能。对于给定的升力来说，此种桨叶可减小旋翼的圆周速度。圆周速度的此种减小在由旋翼的所有噪声源所产生的噪声量上引起系统性的减小。

根据本发明桨叶的另一优点在于：在桨叶的端部处，前缘和后缘之间的角相位偏移。翼弦在桨叶端部处的增大与积迭线的曲线形状一起可在前缘和后缘之间获得不同的扫掠。如果在桨叶和由在前桨叶所产生的湍流之间产生任何相互作用，则这会在声波中产生相位偏移。因此，减小所感受到的噪声。

附图说明

在对借助非限制说明且参照附图给出的对实施例的以下描述中，将更详细地示出本发明及其优点，在附图中：

图1是根据本发明桨叶的一实施例的平面图；

图2是根据本发明桨叶的一实施例的立体图；

图3是示出根据本发明桨叶如何能安装在反扭矩旋翼整流罩中的一个示例的示意图；以及

图4是包括根据本发明桨叶的反扭矩旋翼的一个实施例的侧视图。

具体实施方式

在结构上和功能上相同且在一个以上附图中示出的组件都被赋予相同的数字标记或字母标记。

本发明的目的借助用于直升飞机的尾部反扭矩装置的桨叶1来实现。借助示例在图1中示意地示出的桨叶1包括翼型部段的组件，并且具有前缘2和后缘3。更确切地说，图1示出在根据预定扭转关系、相对于扭转线扭转之前的桨叶1，于是该桨叶具有平面延伸表面，该平面延伸表面首先限定在翼型部段的前缘2和后缘3之间，其次限定在具有相应翼型1a和1f的根部段5和端部段6之间（参见图2）。换言之，在扭转之前，该平面延伸表面基本上与由翼型的翼弦所限定的平面相对应。

该组件沿积迭线4包括至少两个不同的翼弦部段，并且较佳地包括具有翼型1a、1b、1c、1d、1e和1f的六个不同翼弦部段。还可参照图2。

在扭转之前，翼型部段的积迭线4在位于所述翼型的翼弦的25％至50％范围中的距离处延伸，从所述翼型的前缘2、且由此从桨叶1的前缘开始。该积迭线4在平面延伸表面（图1所示平面）中具有曲线形状，且从桨叶1的机翼区域的根部段5至端部段6按序地包括：后掠7；前掠8；以及最后的后掠9。

图1还说明以下点：

旋翼中心CR；

每个部段的半径r；

此外，成型区域从等于0的非尺寸数值Q延伸至该非尺寸数值Q的值等于1。因此，根部段5位于与非尺寸数值Q等于0相关的位置处，而端部段6位于与非尺寸数值Q等于1相关的位置处。

非尺寸数值Q的值等于0通过定义与半径k除以R_max相对应，该半径k与根部段相对应，其中k是预定常数，而R_max指代旋翼的最大半径。

这样，如果桨叶需要驱动臂，则该驱动臂位于等于0的非尺寸数值Q之间，即半径r等于k除以R_max，且r的值是零。

在桨叶1的一较佳实施例中，积迭线4在从翼型的后缘2开始、翼弦的30％处延伸。然而，桨叶1的扫掠构造允许该桨叶避免与导流叶片14靠得过近，并且由此避免构成附加噪声源。此外，桨叶1由此保持在标准涵道尾桨（fenestron）的桨叶通路15中，而不管桨叶桨距如何（即，代表空气动力迎角的角度，并且忽略偏移）。这避免限定新的桨叶通路和新的通道12。由此，需要限定任何翼弦增大。甚至在桨叶1已根据本发明扭转之后，为所述桨叶特定地确保此种限制。

应观察到，术语“通道”用于指代由外部的进口收集器11、叶片通路15和扩散器16以及内部的轮毂所限定的空气容积。

因此，前缘2从桨叶1的根部段5至端部段6连续地具有首先为凹形而随后为凸形的形状。

桨叶1在翼型1f的至少端部段6上还具有朝端部段6行进而变得较大的翼弦，以达到端部翼弦值，该端部翼弦值小于或等于桨叶1的根部段5的参照翼弦的1.6倍。然而，该最大翼弦值较佳地大于参照翼弦值，较佳地大于或等于所述参照翼弦值的1.1倍，并且尤其是等于所述值的1.38倍。

有利的是，部段的相对厚度朝桨叶1的端部段6行进而逐渐地减小，以在桨叶1的端部处具有位于9％至6％范围中并且较佳地等于6.9％的相对厚度。

此外，根部段的相对厚度可位于9％至14％的范围中，并且较佳地等于12％。

在根据本发明桨叶1的一实施例中，翼弦根据以下类型的关系而改变：

C(r)=C_ref，如果k≤r≤b_c×R_max

以及

$C\left(r\right)=C_{\mathrm{ref}}+[C_{\max }-C_{\mathrm{ref}}]\×\frac{{[r-(b_c\×R_{\max })]}^n}{{[R_{\max }-(b_c\×R_{\max })]}^n}$ 如果r≥b_c×R_max

其中：

r:当前的翼型部段的半径；

k:根部翼型部段的半径；

C(r):半径r处的翼弦值；

R_max:端部翼型部段的最大半径；

C_ref:根部翼型部段的参照翼弦；

C_max:端部翼型部段的翼弦，等于（a_c×C_ref）；以及

b_c和n:第一和第二预定常量。

第二常数n有利地具有位于在1至5范围中的值。

在一较佳实施例中，a_c=1.38，b_c=0.68，而n=1.7。

在根据本发明桨叶1的一实施例中，构成积迭线4的曲线形状由以下类型的多项式而给定：

Y_AC/C_ref=a_e×Q³+b_e×Q²+c_e×Q其中0≤Q≤1

其中：

$Q=\frac{r-k}{R_{\max }-k}$ 是非尺寸数值；

Y_AC是翼型部段的积迭线在半径r处的位置；以及

a_e、b_e、以及c_e是第一、第二以及第三预定数值。

将第一、第二和第三数值a_e、b_e、以及c_e有利地限定成获得积迭线4的一定形状，该积迭线以在桨叶1的几何平均桨距轴线的任一侧上是基本上相同的分布延伸。此种分布用于平衡绕平均桨距轴线而作用在桨叶1上的静态桨距控制力矩。

为了确定第一、第二和第三数值a_e、b_e、以及c_e，在桨叶1上限定四个点，且积迭线4的曲线需要通过这四个点。两个端点位于平均桨距轴线，并且相对于所述平均桨距轴线具有零幅值。两个基本上中心点分别定位成相对于平均桨距轴线具有第一和第二幅值+A和-A。通过使用插值关系，则确定通过这四个点的曲线并且获得所寻求的系数。

可例如将用于积迭线4的第一和第二幅值+A和-A限定成：使得A等于旋翼最大半径的0.018倍。

在一较佳实施例中，第一、第二和第三数值如下：a_e=-2.5681，b_e=+3.9238，而c_e=+1.3558。

在这些情形下，总体上所采用的上述数据用于限定平面延伸表面。然后，通过根据预定扭转关系绕积迭轴线来扭转翼型部段、即通过扭转所述平面延伸表面来获得所寻求的桨叶几何形状。

本发明的目的借助例如在图3和4中所示的反扭矩装置10来实现，该反扭矩装置10包括限定气流信道12的整流罩11，而该气流通道12具有放置在其中的旋翼13，且该旋翼具有如上所述的桨叶1。用于驱动该旋翼13的部件和用于调整所述桨叶1的桨距的部件形成此种反扭矩装置的各部分，但它们在附图中并未示出。

反扭矩装置还包括气流导向定子的叶片14，这些叶片位于旋翼下游并且放置在通道12中。这些叶片14用于限定通道12的端部并且用于对构成反扭矩装置的组件进行加固。

在图3中极其示意地示出的桨叶1在桨叶通路15中延伸，并且具有平均桨距轴线P，该平均桨距轴线P在积迭线4是直线时与该积迭线重合，或者在积迭线根据本发明是曲线时通过所述积迭线4的两个端部。因此，该平均桨距轴线P与用于致动和驱动桨叶1的臂（未示出）成一直线地延伸。由此，导向定子位于桨叶通路15下游。

当然，本发明在其实施方式方面可有许多变型。尽管描述了若干实施例，但是容易理解，不可能穷举地给出所有可能实施例。当然可设想在本发明范围内还可用等同装置来替换所述装置中的任一个。

Claims (18)

1.一种用于旋翼飞行器的尾部反扭矩装置(10)的桨叶(1)，所述装置包括涵道旋翼(13)，所述桨叶(1)具有三维几何形状，且所述三维几何形状由在所述桨叶(1)的前缘(2)和后缘(3)之间延伸的不同翼型部段所限定，并且由所述桨叶(1)的根部段(5)和端部段(6)径向限定；至少两个翼型部段(1a-1f)沿从所述桨叶的所述根部段延伸至所述端部段延伸的积迭线(4)具有不同翼弦值(C)，所述桨叶(1)被扭转，所述桨叶包括平面延伸表面的扭转线，所述积迭线在扭转之前限定平面延伸表面，且所述平面延伸表面从所述根部段(5)至所述端部段(6)径向地限定，所述扭转线由预定扭转关系所限定，而所述积迭线(4)在离所述前缘(2)的位于所述翼弦的25％至50％的范围中的距离处延伸，并且在所述平面延伸表面上具有一曲线，所述曲线从所述根部段(5)连续地包括如下方面：第一后掠(7)；前掠(8)；以及最后的行进至所述端部段(6)的最后后掠(9)；所述根部段(5)处的所述翼型部段(1a)的翼弦值(C)小于所述端部段(6)处的所述翼型部段(1f)的翼弦值(C)，且所述翼型部段的所述翼弦值(C)从所述根部段(5)朝所述端部段(6)行进而变得较大，所述端部段(6)具有等于或小于所述根部段(5)的参照翼弦值(C_ref)1.6倍的翼弦值(C)；

其中，所述翼弦具有变化关系，使得对于翼型部段当前截面的半径r的翼弦的数值C(r)由如下公式给出：

C(r)＝C_ref，如果k≤r≤b_c×R_max

以及

$C\left(r\right)=C_{\mathrm{ref}}+[C_{\max }-C_{\mathrm{ref}}]\×\frac{{[r-(b_c\×R_{\max })]}^n}{{[R_{\max }-(b_c\×R_{\max })]}^n}$ 如果r≥b_c×R_max

其中：

k是在所述根部段(5)处的翼型部段的半径，

R_max指代所述端部段(6)处的翼型部段的最大半径，

C_max指代所述端部段(6)的所述翼弦值(C)，等于(a_c×C_ref)，其中，

×指代乘号，以及

b_c和n指代第一和第二预定常量。

2.如权利要求1所述的桨叶(1)，其特征在于，所述翼型部段(1a-1f)具有从所述根部段(5)朝所述端部段(6)而沿径向方向逐渐减小的相对厚度，以使所述端部段(6)处的所述翼型部段(1f)的相对厚度在9％至6％范围内。

3.如权利要求1所述的桨叶(1)，其特征在于，所述根部段(5)处的所述翼型部段(1a)的相对厚度在9％至14％范围内。

4.如权利要求1所述的桨叶(1)，其特征在于，所述桨叶(1)的所述端部段(6)处的最大翼弦值(C_max)达到参照翼弦值(C_ref)乘以因子a_c的数值，所述因子比一大并且小于或等于1.6。

5.如权利要求4所述的桨叶(1)，其特征在于，所述因子a_c等于1.38。

6.如权利要求1所述的桨叶(1)，其特征在于，所述扭转线与所述积迭线(4)相对应。

7.如权利要求1所述的桨叶(1)，其特征在于，所述积迭线(4)具有如下形状：所述形状具有由三次多项式所给出的曲线，且所述积迭线(4)在从所述翼型部段(1a-1f)的前缘(2)开始的所述翼弦的30％距离处延伸。

8.如权利要求1所述的桨叶(1)，其特征在于，所述桨叶(1)沿所述积迭线(4)具有六个不同的所述翼型部段(1a-1f)的组件。

9.如权利要求1所述的桨叶(1)，其特征在于，所述前缘(2)从所述根部段(5)至所述端部段(6)连续地具有凹的然后凸的形状。

10.如权利要求1所述的桨叶(1)，其特征在于，所述第一预定常量b_c位于0到1的范围中。

11.如权利要求10所述的桨叶(1)，其特征在于，所述第一预定常量b_c是0.68。

12.如权利要求1所述的桨叶(1)，其特征在于，所述第二预定常量n位于1到5的范围中。

13.如权利要求12所述的桨叶(1)，其特征在于，所述第二预定常量n是1.7。

14.如权利要求1所述的桨叶(1)，其特征在于，所述积迭线(4)使相对于反扭矩装置(10)的径向方向所描绘的并且由如下多项式所给出的曲线：

Y_AC/C_ref＝a_e×Q³+b_e×Q²+c_e×Q其中0≤Q≤1

其中：

$Q=\frac{r-k}{R_{\max }-k}$ 是非尺寸数值；

Y_AC是所述桨叶的积迭线在半径r处的位置；以及

a_e、b_e、以及c_e是第一、第二以及第三预定数值。

15.如权利要求14所述的桨叶(1)，其特征在于，将所述第一、所述第二和所述第三预定数值a_e、b_e、以及c_e选定成获得积迭线(4)，所述积迭线以在所述桨叶(1)的几何桨距轴线的任一侧上是基本上相同的分布延伸，以平衡作用在所述桨叶(1)上的静态桨距控制力矩。

16.如权利要求14所述的桨叶(1)，其特征在于，所述第一预定数值a_e是-2.5681，所述第二预定数值b_e是+3.9238，所述第三预定数值c_e是+1.3558。

17.一种反扭矩装置(10)，包括整流罩(11)，所述整流罩(11)限定气流通道(12)，所述气流通道具有放置在其中的旋翼(13)以及用于驱动所述旋翼(13)的驱动部件和用于调整桨叶(1)的桨距的调整部件，其中所述旋翼(13)设有如权利要求1所述的桨叶(1)。

18.如权利要17所述的装置(10)，其特征在于，所述装置(10)包括在所述旋翼(13)的桨叶的桨叶通路(15)下游的气流导流定子，且所述气流导流定子设有成型叶片(14)。