CN104129499A - 用于飞行器的涵道旋翼以及旋翼飞行器 - Google Patents

Abstract

一种涵道旋翼，用于旋翼飞行器并包括旋转组件；旋转组件(15)设置在通道中以绕对称轴线(AX1)转动，且具有多个均固定于毂(16)的桨叶(20)，各桨叶满足如下扭转关系，即扭转角(α)为0°≤α≤5°。各桨叶沿翼展方向包括第一区域(21)和后接的第二区域(22)，第二区域具有后掠部并有第二后缘(30'')，第二后缘位于第一区域的第一后缘(30')下游。各第一区域(21)均包括由紧固装置(40)连接于毂(16)的根部(24)，紧固装置具有不带有间隙的滚珠轴承(45)和锥形层叠邻抵件(50)。该涵道旋翼的操作比某些涵道尾部旋翼的操作更线性。本发明还涉及一种具有上述涵道旋翼的旋翼飞行器。

Description

用于飞行器的涵道旋翼以及旋翼飞行器

技术领域

本申请要求2013年5月3日提交的法国专利申请第1301033号的优先权，该申请的全部内容以参见的方式纳入本文。

本发明涉及一种用于旋翼飞行器的涵道旋翼，并且还涉及一种具有此种旋翼的旋翼飞行器，更具体地涉及一种直升飞机的尾部旋翼。

因此，本发明属于飞行器旋翼的特定技术领域。

发明背景

例如，直升飞机一般具有单个主旋翼，该单个主旋翼由至少一个发动机机械地驱动，且该主旋翼为直升飞机提供升力和推力。

此种类型的直升飞机还设有尾部旋翼，该尾部旋翼执行反扭矩功能，以补偿由于主旋翼转动而产生的偏航扭矩，且该尾部旋翼横向地施加推力。

此外，尾部旋翼通过施加正的或负的横向推力使得飞行员能控制直升飞机的偏航以及转向运动。

非涵道尾部旋翼已知用于执行此种功能，并且为了方便起见该旋翼称为“典型的”尾部旋翼。通常，非涵道尾部旋翼安装在尾部稳定器的顶端附近的一侧上或者直升飞机的尾桁的一个端部上。

此种非涵道尾部旋翼已广泛地使用。然而，还可使用诸如商标名为的旋翼之类的涵道尾部旋翼。

涵道尾部旋翼包括设置在穿过直升飞机的垂直尾翼而形成的通道中的旋翼，该通道的对称轴线基本上垂直于直升飞机的垂直前后对称平面。

于是，直升飞机的垂直尾翼的流线型结构围绕所述通道并且由此围绕尾部旋翼，且通道的壁本身也被本领域技术人员称为“涵道”，这就解释了为何该旋翼被称为“涵道尾部旋翼”。为了在下文描述中简便起见，此种旋翼被称为“涵道旋翼”。

该流线型结构则保护尾部旋翼免受由于飞行器的外部构件产生的冲击。类似地，该流线型结构通过防止地面人员受到尾部旋翼伤害而提高了底面人员的安全性。

围绕其中设有尾部旋翼的通道的此种流线型结构防止噪声相对于旋翼飞行器向前、向下以及朝后传播，而非涵道尾部旋翼则沿所有方向传播噪声。

通常，涵道旋翼具有带有毂的旋翼，该毂承载有多个在涵道的通道中转动的桨叶。

每个桨叶可例如通过有时被称为“扭曲条带”的、能够扭曲变形的条带固定于毂。具有弹性体构件的轴承设置在每个桨叶和毂的本体之间。这些轴承赋予桨叶绕桨距轴线进行翻转运动以改变桨距的自由度，并且还赋予桨叶一定的自由度来执行拍动和摆振运动。

每个桨叶还可具有承载桨距杆的轴套。旋翼的桨距杆则连接于桨距控制盘。因此，飞行器包括用于经由控制盘来控制桨叶桨距的控制装置。通常，此种控制装置包括踏板。

每个桨叶还可包括至少一个平衡配重，例如被称为“中国式配重”的配重。

此外，涵道旋翼桨叶通常在大量扭转的情形下呈矩形形状。

应注意到的是，桨叶的几何扭转可由相对于桨叶的参照平面而在每个桨叶截面的翼弦轴线之间形成的角度所限定。有时，每个桨叶截面相对于桨叶的桨距变化轴线扭过相对于一个上述参照平面而识别的角度。在这些情形下，术语“扭转关系”用于指代所述扭转角沿桨叶翼展改变的方式。

涵道旋翼的桨叶进行较大程度地扭转，而将两个不同截面分开的扭转角可能例如是大约20度。

在桨叶上游，通道中的空气流所具有的入射角根据它们沿着桨叶的横跨位置而改变。因此，空气流相对于桨叶根部的入射角通常不同于在桨叶的远端上游的空气流的入射角。

为了产生均匀的导流速度，制造商将每个桨叶扭转以考虑这些不同的入射角。

此外，毂通过固定于涵道的动力传动齿轮箱、例如通过旋翼的下游支承杆而驱动转动。这些支承杆可以是流线型的以构成静止叶片，这些静止叶片用于引导旋翼下游的空气流的流动方向。在这些情形下，包括这些支承杆的组件有时称为用于空气流的定子引导叶片组件。

应注意的是，术语“上游”和“下游”是关于空气通过通道的流动方向来限定。

应理解的是，术语“涵道旋翼”在下文用于表示整个组件，该整个组件具体包括涵道、所述的旋翼、动力传动齿轮箱以及位于桨叶下游的引导叶片。因此，涵道旋翼具体包括涵道和存在于由该涵道所限定的通道内的构件。

文献FR1531536描述了此种涵道尾部旋翼。每个桨叶均包括能够扭转的细长构件，该细长构件藉由螺栓固定于毂。细长构件可包括多个彼此接触的薄型条带。

文献FR2719554描述了具有浮动桨叶的涵道反扭矩旋翼。每个桨叶都由基脚部分连接于毂，该基脚部分包括至少一个可绕桨距变化轴线扭转的臂。臂则容纳在桨叶根部的套筒中，该套筒具有两个承载表面，其中，套筒以有径向间隙的情形下夹装在毂的两个轴承中。

文献EP1778951描述了一种用于直升飞机的反扭矩装置。该装置具有弯刀形的桨叶。

在这些情形下，涵道旋翼具有有利的功能特征。

然而，旋翼飞行器的涵道尾部旋翼的性能会不同于非涵道尾部旋翼的性能。该性能可通过如下特征曲线来说明：该特征曲线示出尾部旋翼所产生的、随用于控制尾部旋翼的桨叶桨距的装置的位置、例如踏板位置而改变的推力。

绘制出传统非涵道尾部旋翼对于控制作用的响应的特征曲线是基本上线性的。

相反，在控制装置位于需要较少推力或甚至并不需要推力的中间范围时，涵道尾部旋翼的特征曲线具有相对平坦的部分。该中间范围与中间飞行阶段相对应，该中间飞行阶段在需要使推力指向主旋翼的转动方向的阶段和需要使推力指向与主旋翼转动方向相反的方向的阶段之间发生。

换言之，在该中间飞行阶段，改变控制装置的位置并不会导致推力变化，而该推力变化则等同于在相同幅度的控制作用下于静止阶段期间会获得的推力变化。

这个特征是众所周知的。在这些情形下，飞行员例如知道将控制装置适当地移过较大的距离，以在中间飞行阶段期间，获得来自涵道尾部旋翼的响应。上述情形会是不舒适的，但由于涵道尾部旋翼的优点而仍是可接受的。

此外，保持桨叶的轴承会趋于相对快速地磨损。

文献FR2271121落在了本发明的技术领域之外，且描述了一种用于将桨叶联接于旋转机翼的桅杆轭架的装置。

该装置对于每个桨叶包括一个紧固构件。每个紧固构件首先尤其是经由弹性体轴承铰接于轭架，其次设有螺接于桨叶的四个凸部。此外，每个紧固构件都联接于用于控制桨叶桨距的管件。

此外已知的是文献FR2628062、EP0493303以及DE102007062490。

发明内容

因此，本发明的目的是提出一种稳固的涵道尾部旋翼，该涵道尾部旋翼所具有的操作趋于比某些涵道尾部旋翼的操作更线性。

因此，本发明涉及一种用于控制旋翼飞行器的偏航运动的涵道旋翼，该涵道旋翼包括限定气流通道的涵道。涵道旋翼还具有旋转组件，该旋转组件设置在通道中以绕通道的对称轴线转动，且该旋转组件具有多个桨叶，每个桨叶均固定于毂。

在这些情形下，每个桨叶均包括扭转关系，该扭转关系限定了在0度(含0度)至5度(含5度)范围内的最大扭转角。

每个桨叶沿翼展方向包括基脚第一区域，该基脚第一区域固定于毂并且后接有端部第二区域，该第二区域从第一区域径向地延伸至桨叶的远端，且该第二区域具有后掠部并设有第二后缘，该第二后缘沿桨叶在通道中的转动方向而位于第一区域的第一后缘下游。

每个第一区域均包括根部，该根部由紧固装置连接于毂，该紧固装置设有滚珠轴承和锥形层叠邻抵件。

因此，该涵道旋翼设有桨叶，这些桨叶具有较小或甚至是0的最大扭转角。应注意的是，该特征意味着每个截面都具有相对于参照截面、例如基脚截面在0度(含0度)至5度(含5度)范围内的扭转角。扭转可以是连续的，且最大扭转角在桨叶的基脚截面和端部截面之间。

轴承则可以是“不具有间隙”的滚珠轴承，即轴承所具有的工作间隙在一毫米的百分之几量级上。因此，不具有间隙的滚珠轴承是间隙最小化的滚珠轴承，该间隙可小于一毫米的十分之一。

在这些情形下，本发明克服了如下技术偏见，即Fenestron桨叶需具有例如20度量级的较大扭转幅度。

申请人已发现，在涵道旋翼的特征曲线中观察到的非线性区域基于具有较大扭转量的桨叶而产生。

当桨叶具有位于较窄范围内的桨距角时，同时给定桨叶的扭转，则桨叶的根部和桨叶的端部趋于相对于气流具有相反的入射角。桨叶的根部则趋于产生沿一个方向的推力，而桨叶的端部趋于施加沿相反方向的推力。

在这些情形下，当飞行员将桨叶桨距设定在上述范围内时，涵道旋翼趋于不起作用。

通过使用扭转程度较小或不扭转的桨叶，上述问题得以解决。桨叶的所有截面则沿相同方向施加推力。然而，该技术导致涵道旋翼的性能退化，这解释了为何该技术未被使用的原因。为了避免过度退化对于涵道旋翼所产生的最大推力造成过大限制，本发明提出了将较小扭矩量的使用与桨叶中具有后掠部的端部第二区域联合起来。

后掠部减小空气相对于桨叶型面的入射角，并且防止失速的出现。后掠部使得扭转程度较小或并不扭转的桨叶能以高速绕旋翼的转动轴线转动，而不会发生失速。在这些情形下，后掠部允许涵道旋翼通过快速地转动来产生较高推力。

此外，如果桨叶在扭转中具有一定的挠性，则端部区域会具有偏移部，该偏移部能趋于致使桨叶在该偏移部所产生的升力效应下局部地变形。在这些情形下，适于确保将桨叶适当地定位在涵道中，以避免会趋于致使桨叶离开通道的拍动变形，且应理解的是，该变形由于所述桨叶的挠性而是可预见的。

此外，每个桨叶均由独特的紧固装置固定于毂，该紧固装置基于使用滚珠轴承，以试图减小现有技术中在弹性体轴承上所出现的摩擦。

普通的弹性体轴承提供了允许桨叶进行拍动和摆振运动的间隙。该工作间隙会趋于干扰涵道旋翼的操作并使得轴承退化。

当涵道旋翼产生较高水平的推力时，施加在桨叶上的离心力趋于限制该间隙的效果。因此，在较小的推力下，桨叶能执行摆振和拍动，而摆振和拍动则会导致轴承磨损。此外，桨叶的这些运动会产生被机组人员感觉到的冲击。

本发明的紧固装置可对此进行补救。

因此，上述特征的组合趋于使得稳固涵道旋翼的特征曲线线性化。

该旋翼还可包括以下附加特征中的一个或多个。

借助示例，上述旋翼可具有较小的扭转量。

然而，该最大扭转角可以是0度。换言之，在该变型中，桨叶并不扭转。该变型获得良好的稳定性，尤其是当由涵道旋翼施加的推力是零时。

此外，第二区域可包括后掠部，该后掠部相对于桨叶的翼展具有至少30度的倾斜角。在不存在扭转或存在极小的扭转量的情形下，该后掠部可获得令人满意的推力。该后掠部用于通过局部地减小马赫数，而在不会增大所发出噪声的情形下使得桨叶的转速最大化。

此外，桨叶上空气动力学推力的中心可位于从所述桨叶的尾缘延伸至所述轴承的几何对称轴线的空间中，以使得后掠部能在桨叶在扭转中具有合适挠性的情形下局部地产生推力。

桨叶的重心可选地位于所述轴承的几何对称中心上，以避免轴承在离心力作用下变形。

此外，端部第二区域可包括空气动力学型面，每个空气动力学型面所具有的翼弦均大于第一区域的型面的每个翼弦。

此外，轴承可选地是陶瓷滚珠轴承。此外，轴承可包括固定于桨叶根部的环形件。陶瓷滚子具有使得所谓“假压痕”现象出现的风险最低的优点。

离心力由锥形层叠邻抵件吸收，而由于桨叶的任何拍动或摆振运动产生的力由滚珠轴承吸收。应注意的是，该设计并不需要使用扭转条带，由此可优化毂的尺寸。

此外，该层叠邻抵件可包括外部加强件和内部加强件，且环形的弹性体构件将内部加强件连接于外部加强件，该根部穿过轴承和弹性体构件，以藉由至少一个紧固杆固定于内部加强件。

弹性体构件包括连续的弹性体材料挠性层和刚性层。

紧固装置是相对简单且紧凑的。

内部加强件则能可选地固定于毂。

此外，涵道旋翼对于每个桨叶包括一个桨距杆，每个桨距杆均铰接于内部加强件。

此外，至少一个平衡配重固定于所述内部加强件。

两个配重较佳地绕桨叶的桨距轴线对称地固定在内部加强件上，以避免在紧固装置上产生任何侧向力。

此外，所述弹性体构件可具有径向厚度，该径向厚度顺应于从内部加强件朝向外部加强件行进的预定厚度减小关系而减小。该特征试图确保不管直径的变化如何、每个弹性体层都经受相同的压力。

最后，本发明提供一种包括本发明旋翼的旋翼飞行器。

附图说明

从下面参照附图并以说明方式给出的实施例描述中，将更详细地呈现本发明及其优点，在附图中：

图1示出本发明的旋翼飞行器；

图2是旋翼飞行器的涵道旋翼的视图；

图3是桨叶和用于固定桨叶的紧固装置的视图；

图4是解释桨叶的最大扭转角的视图；以及

图5是示出减小桨距控制力的、称为“中国式配重”的两个平衡配重的视图。

在一幅以上附图出现的元件在各幅图中采用相同的附图标记。

具体实施方式

图1示出了具有机身2的旋翼飞行器1，该机身承载有旋转机翼3。该机身2包括承载尾翼5的尾桁4。该尾翼5包括本发明的涵道旋翼10，该涵道旋翼设有旋转组件15。

参见图2，涵道旋翼10包括穿过尾翼的涵道11。该涵道旋翼10则具有气流通道12，该气流通道沿着对称轴线AX1通过涵道11。该对称轴线AX1可基本上正交于旋翼飞行器的前后对称平面。

在这些情形下，旋转组件15设置在通道中以绕对称轴线AX1转动。为此，涵道旋翼可包括诸如电动机或动力传动齿轮箱之类的驱动装置13，该驱动装置由通道12中的叶片14支承。旋转组件还包括多个桨叶20，这些桨叶20由毂16驱动转动，而该毂由驱动装置13驱动。

参见图3，每个桨叶20都从根部24沿翼展方向延伸至远端23，该根部由紧固装置50固定于毂16。更精确地说，每个桨叶都可分成包括根部24的第一区域21和包括远端23的第二区域22。

第一区域21则从根部延伸至到达从对称轴线AX1径向地测得的半径R1，而第二区域22则从该半径R1延伸至远端23。

每个桨叶20都可扭转。如图4所示，桨叶在两个不同截面P1、P2之间可具有最大扭转幅度，该最大扭转幅度位于0度至5度的范围内，且该范围的端点都包括在该范围内。

两个截面P1、P2之间的扭转角α可例如在翼弦轴线C1、C2之间测得，该翼弦轴线将每个截面的前缘连接于后缘。术语“翼弦轴线”用于指代针对所测量的截面翼弦、将该截面的前缘连接于后缘的桨叶轴线。

最大角度可例如在桨叶的第一截面和构成远端23的最后截面之间获得。

然而，在一变型中，桨叶并不扭转。所有的翼弦轴线则都位于单个平面内。

参见图3，第二区域后掠，从而具有向后偏移部25，即相对于第一区域向后偏移的一部分。

因此，桨叶的尾缘30具有在第一区域21中的第一尾缘30'，以及在第二区域22中的第二尾缘30''。在这些情形下，第一尾缘30'位于第二尾缘30''上游，而术语“上游”和“下游”应被认为随桨叶在通道中的转动方向ROT而改变。

当桨叶并不扭转或者当该最大扭转幅度非常小，根据该变型并且对于挠性桨叶而言，该偏移部使得桨叶能在较高的旋翼转动速度下变形，以使得由涵道旋翼所施加的推力最大。

第二区域22的后掠部还可相对于平直桨叶具有30度的倾斜角。

此外，桨叶20的重心CG可位于紧固装置50、尤其是紧固装置50的轴承的几何对称轴线AX2附近。

可选的是，重心CG位于几何轴线AX2上。

此外，紧固装置包括与层叠邻抵件50相关联的滚动轴承45。

该轴承45可包括具有陶瓷滚子的轴承，这些陶瓷滚子之间较佳地不具有间隙，且上述轴承具有内圈46、多个滚子47以及外圈48。

内圈46可表现为固定于桨叶根部24的环形件。根部则穿过固定于其上的内圈46。

外圈48例如可固定于毂16的构件17。

此外，层叠邻抵件50是中空的锥形邻抵件，且根部24穿过该锥形邻抵件。因此，该层叠邻抵件设有外部加强件51和内部加强件52，且该外部加强件和内部加强件之间夹有弹性体构件55。根部24按序地穿过外部加强件51、然后穿过弹性体构件55，并由紧固杆60固定于内部加强件52。

外部加强件51可包括固定于轴承的外圈的环形件。该外部加强件51和上述外圈48则能够一起形成单个结构部件，且该单个结构部件可通过机加工而作为单件来获得。

外部加强件51则固定于毂的构件17。

弹性体构件55还可设有一系列弹性体材料的挠性层57和刚性层56。这些刚性层可例如是基于合金的金属层或者例如是复合材料层。

此外，该弹性体构件呈环锥形，该环锥形所具有的径向厚度200顺应于从内部加强件52朝向外部加强件51行进的预定厚度减小关系而减小。

为了改变桨叶的桨距，涵道旋翼还具有铰接于内部加强件52的桨距杆70。

因此，该桨距杆70借助紧固杆60来使得外部加强件翻转，由此改变桨叶20的桨距。层叠邻抵件55能适应此种翻转运动。

施加在桨叶20上的离心力经由紧固杆60、内部加强件52、弹性体构件以及外部加强件51接连地传递至毂16。

由于桨叶的拍动和/或摆振运动而产生的力被轴承45吸收。

参见图5，涵道旋翼可包括至少一个平衡配重80，该至少一个平衡配重例如由紧固杆60固定于内部加强件52。

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。当然可设想用等同装置来替换所述装置中的任一个都不超出本发明的范围。

Claims (14)

1.一种涵道旋翼(10)，所述涵道旋翼用于控制旋翼飞行器(1)的偏航运动，所述涵道旋翼(10)包括限定气流通道(12)的涵道(11)，且所述涵道旋翼(10)具有旋转组件(15)，所述旋转组件设置在所述通道(12)中以绕所述通道(12)的对称轴线(AX1)转动，且所述旋转组件(15)具有多个桨叶(20)，每个所述桨叶均固定于毂(16)，其中：

每个桨叶(20)均包括扭转关系，所述扭转关系限定了最大扭转角(α)在0°≤α≤5°范围内；

每个桨叶(20)沿翼展方向包括基脚第一区域(21)，所述基脚第一区域固定于所述毂并且接着端部第二区域(22)，所述第二区域(22)从所述第一区域(21)径向地延伸至所述桨叶(20)的远端(23)，且所述第二区域(22)具有后掠部并设有第二后缘(30'')，所述第二后缘在桨叶(20)在所述通道(12)中的转动方向(ROT)上位于所述第一区域(21)的第一后缘(30')下游；以及

每个所述第一区域(21)均包括根部(24)，所述根部由紧固装置(40)连接于所述毂(16)，所述紧固装置设有滚珠轴承(45)和锥形层叠邻抵件(50)。

2.如权利要求1所述的旋翼，其特征在于，所述最大扭转角(α)是0度。

3.如权利要求1所述的旋翼，其特征在于，所述桨叶(20)的重心(CG)位于所述轴承(45)的几何对称轴线(AX2)上。

4.如权利要求1所述的旋翼，其特征在于，所述轴承(45)是陶瓷滚珠轴承。

5.如权利要求4所述的旋翼，其特征在于，所述轴承(45)包括固定于所述根部(24)的环形件(46)。

6.如权利要求1所述的旋翼，其特征在于，所述层叠邻抵件(50)包括外部加强件(51)和内部加强件(52)，且环形的弹性体构件(55)将所述内部加强件(52)连接于所述外部加强件(51)，所述根部(24)穿过所述轴承(45)和所述弹性体构件(55)以藉由至少一个紧固杆(60)固定于所述内部加强件(52)。

7.如权利要求6所述的旋翼，其特征在于，所述内部加强件(52)固定于所述毂(16)。

8.如权利要求6所述的旋翼，其特征在于，所述涵道旋翼(10)对于每个所述桨叶包括一个桨距杆(70)，每个所述桨距杆(70)均铰接于内部加强件(52)。

9.如权利要求6所述的旋翼，其特征在于，至少一个平衡配重(80)固定于所述内部加强件(52)。

10.如权利要求6所述的旋翼，其特征在于，所述弹性体构件(55)具有径向厚度(200)，所述径向厚度顺应于从所述内部加强件(52)朝向所述外部加强件(51)行进的预定厚度减小关系而减小。

11.如权利要求6所述的旋翼，其特征在于，所述弹性体构件(55)包括连续的弹性体材料挠性层(57)以及刚性层(56)。

12.如权利要求1所述的旋翼，其特征在于，所述第二区域(22)包括后掠部，所述后掠部具有至少30度的倾斜角。

13.如权利要求1所述的旋翼，其特征在于，所述轴承(45)是不具有间隙的滚珠轴承。

14.一种旋翼飞行器(1)，其中所述旋翼飞行器(1)包括如权利要求1所述的涵道旋翼(10)。