CN1062226C - 带导管式旋翼和整流定子及倾斜的整流叶片的反力矩装置 - Google Patents

带导管式旋翼和整流定子及倾斜的整流叶片的反力矩装置 Download PDF

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Abstract

一整流定子(8)固定在导管(6)中，位于安装成能在导管中旋转的旋翼(7)的下游，并包括具有空气动力翼形的叶片(9)，该叶片矫正旋翼(7)下游的气流，使之基本上沿着导管(6)的轴线，每个叶片都与半径方向倾斜，从导管(6)的轴线朝向其周边，并沿着与旋翼(7)的旋转方向相反的方向，和/或从导管(6)的中心至其周边，并从导管(6)的上游至下游倾斜。

Description

带导管式旋翼和整流定子及倾斜的整流叶片的反力矩装置
本发明涉及一种对用于直升飞机的带尾桨和整流器定子，这两者都装在导管中的反力矩装置所作的改进，其中，包括具有空气动力学翼形的静叶片的整流定子在导管中固定在旋翼的下游，用于使所形成的气流在整流罩中横向流动，该整流罩与直升飞机的尾翼组，如尾梁、尾翼或稳定器的结构结合在一起。由本发明对这种类型的反力矩装置所作的改进使其声学性能和/或空气动力性能得到改善，以便分别使噪声和与之有关联的声学公害得到显著的降低，同时能更好地控制偏航。
已经知道，用反抗由主旋翼的旋转产生的力矩的方法来平衡具有单个主旋翼的直升飞机的偏航，可以由直升飞机尾部上的横向导管内的导管式反力矩旋翼来提供，而不是像传统方式那样，由横向地装在尾翼上，位于尾翼上端的外部尾桨来提供。
这利导管式反力矩旋翼、用于驱动它使其旋转的装置、用于其叶片的总距操纵的装置的结构和布置，以及这种实施例的优点都已经在许多专利中有所公开，其中可以提到的有(涉及一种带导管式旋翼与导管式整流定子的反转矩装置的)法国专利FR1531536和FR2534222和美国专利US-3，594，097、US-4，809，931、US-4，626，172和US-4，626，173，以及美国专利US-5，131，604，它们将有利地提到，以对此主题提供更多的信息。
从安全的观点出发，我们将会满意地回想到，一个导管式的反力矩旋翼防止了地面上的任何人身伤害的危险，这是由于这样一个事实，即与传统的尾桨不同，旋翼是被保护在尾梁上的导管内的。导管式反力矩旋翼的这种布置还使之能够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体。在飞行中或当作接近地面的飞行动作或在地面上作飞行动作时，导管式的反力矩旋翼自然会受到它的整流罩的保护，这防止了任何与外部障碍物，如电线、支管、建筑物或者甚至是地面撞击的危险，这种撞击可能会对传统的尾桨造成致命的损害，因而会对直升飞机造成损失，而所有由此产生的后果都会波及机组人员。最后，与传动的尾桨相比，导管式反力矩旋翼的表面积较小的旋翼桨盘和较多的叶片数使其在受到撞击，如军用炮弹时的易损坏性要比传统尾浆的小得多而且轻得多。
从空气动力学的观点来看，导管式反力矩旋翼能够消除在用传统的尾桨装备直升飞机时所暴露出来的一定数量的问题。在后一种情况下，为了产生足够的吸入速度，以恢复反力矩功能所必需的侧向推力水平，传统的尾桨直径通常都相当大。为了使与主旋翼的尾流的相互作用为最小，并保证有足够的地面间隙，传统的尾桨通常都在稳定器上安装得很高，这样就产生一个必须予以平衡的作用在直升飞机上的滚转力矩，并在向前高速飞行时产生寄生阻力。由于其暴露的位置，传统的尾桨可以受到由动载产生的高应力，这限制了它的使用寿命。此外，传统尾桨的由于被稳定器屏蔽而产生的空气动力屏蔽作用在逆风中会引起很大的非对称特性，并产生有害的周期性脉冲的空气动力载荷。
导管式尾桨不会显现出这些缺点。通常，它能容易地被布置成使其轴线基本上与直升飞机的滚转轴线相交，或靠近这个滚转轴线，以致它不会产生任何的寄生滚转力矩。此外，由于它的整流罩，它在容放它的导管入口处产生由集气管的吸入现象而引起的大致为一半的总反力矩推力。这样就使之有可能相应地卸去旋翼的叶片上的载荷，由于由整流罩提供的相对于来自直升飞机的主旋翼和机身的气流中的外部变化的有效保护，叶片实际上不受到动载应力。在直升飞机以高速向前飞行时，导管式反力矩旋翼不受载，它相应地减少了它在机器的总阻力中的那一份。在这种构造中，可能装有一个可放下的襟翼的垂直稳定器执行反力矩功能。此外，没有稳定器或尾翼控制面来防碍导管式反力矩旋翼的运行，使之在逆风时和在绕偏航轴线作快速的飞行动作时有最好的效果。
在旋翼的下游和在旋翼的整流罩导管中附加具有做成翼形的叶片的整流定子，以便恢复旋翼下游的其形式为附加的反力矩推力的气流旋转能，从而如法国专利FR2534222中所描述的那样，提高反力矩装置的空气动力性能，就可以提高导管式尾桨的效果，并且其品质因素明显地高于由最好的传统尾桨所能达到的。
最后，对于一个容纳导管式反力矩旋翼的受控制的导管，扩散比接近于1，同时可以通过增加扩散器的截锥形部分的发散角来加大扩散比，该导管可能包括如，举例来说，美国专利US-5131604中所描述的那样，旋翼的叶片的旋转平面的下游，在此专利中，发散角限为5°。反之，缩减传统尾桨上的尾流，将扩散比固定为1/2，就不能用这个参数使性能得到任何改善。
从声学的观点看，导管式尾桨从它装在整流罩导管中这一方面得到的进一步的优点在于：与在各个方向上都发散噪声的传统尾桨相比，沿着直升飞机的向前飞行的方向，导管式尾桨在其前部和后部的探测能力将由于有整流罩而大大地减少。还有，与传统尾浆相比，导管式反力矩旋翼的较高的回转角速度Ω与较高的叶片数b的组合产生一“叶片通过频率”b×Ω及其倍频nbΩ，此倍频是比传统尾桨高得多的声能密度频率，一般在由400Hz至2000Hz的频率范围之内，现在，这些频率在大气中被很快地衰减，而传统尾桨的非常低的声能密度频率则会传描得很远。
但是，导管式反力矩旋翼的一个缺点为，它提高了声能密度频率的水平，将其置于人耳有最大敏感性的频率区中。此外，导管式反力矩旋翼的那种多数声能集中在非常狭的第一个两条或三条谱线上的噪音频谱的非常冲击的表现用一种特征性的呼啸的噪声显示出来，人耳对这种噪声是非常讨厌的，而且是要通过“制止纯噪声或紧急线”受到声学鉴定规范的重罚的。从军事的观点出发，导管式反力矩旋翼的特征性声学特征也是一种不利的现象，有助于辨认直升飞机。
如上所述，所发散的总声能级是评定直升飞机的响度品质的第二主要因素，与声能在频率范围内的分布无关。正如上面所说明的，以及在美国专利US-5，131，604中所更加详细地提到的那样，具有较多的叶片数目而且其反力矩推力由于吸入而提供一半的导管式反力矩旋翼的空气动力操作在每个叶片上产生的载荷要小于由传统尾桨的叶片所经受的，因此产生较低的载荷噪声级。
反之，在用于整流反力矩旋翼的导管中，在旋翼的下游，有着固定的障碍物，举例来说，后传动箱的支承臂或者甚至是例如具有固定的做成翼形的叶片的整流定子，就可能大大地提高所发射的声能级，该后传动箱与例如用于集中控制叶片叶距的机构相连，旋翼装在该机构上，从而能够旋转。
为此，US-5，131，604建议用三个具有椭圆形截面的支承臂，一个是径向的，与直升飞机的纵向轴线对齐，另外两个平行于整流罩的垂直轴线，但是向后面偏移，在旋翼的旋转平面与支承臂之间沿导管轴线的距离为臂的横截面的椭圆的短轴的2至2.5倍。这种形状与布置使之有可能基本上减少旋翼与支承臂之间的声音的相互作用线，对于八个叶片的旋翼，其圆周速度限制为225m/s左右。
此外，为了减少用螺旋桨驱动的飞机的声音发射，法国专利FR-2622170已经在螺旋桨方面建议取为偶数的叶片，大于或等于四，叶片沿直径方向成对地相对，并且各对叶片要布置得彼此错开，其角向间距大约在15°至50°之间，以致使旋转噪声的谐音水平由干涉减弱。
为了减少直升飞机的导管式尾桨的声音发射，在欧洲专利申请EP562527中也已经建议旋翼的叶片取不等角分布。但是，由于这种不等角分布可能导致在结构上不能将叶片连在旋翼的毂上，且又不使叶片与它们的总桨距油门操纵杆不彼此发生干涉，这一文件建议，不等角分布只与将叶片分成其中的总桨距油门操纵杆具有不同的角度设置的两组的分组方法相结合，以使在一部分叶距范围内，反力矩推力主要地由一组叶片提供，而在另一部分叶距范围内，当第一组叶片失速时，主要地由另一组叶片提供。
本发明的一个目的在于提出改进，以生产出一种具有最小的声学公害的带导管式旋翼的反力矩装置，其意图用于装备一种用单个主旋翼推进的直升飞机，同时，与这类熟知的组件相比，又保持或者甚至改善了导管式反力矩装置的空气动力性能。
仍旧在带有旋翼和整流定子，且这两者都装在导管中的反力矩装置的情况下，本发明的一个目的是提出一种作为旋翼的几何函数的整流器的构造和/或布置，以便使相互作用噪声减至最小，同时又降低所发射的声能。
本发明的另一目的是提出一种带护罩的导管构形，它不管旋翼叶片是否在角向相等地分布，都能改善反力矩装置的空气动力性能，以便增加给定功率下的推力水平，同时减少由经过导管的气流产生的噪声。
总之，本发明的目的是提出一种带旋翼和整流定子，且这两者都装在导管中的反力矩装置，它与已知的导管式反力矩装置相比能更好地适用于各种实用要求。
根据本发明，通过采用下述的用于直升飞机的反力矩装置，可以达到上述目的以及其它目的，该装置包括一个可变桨矩的多叶片旋翼和一个整流定子，旋翼要安装成能在导管中旋转，并基本上共轴线，以使沿轴线的气流基本上横过直升飞机并穿过一个装在直升飞机尾部的整流罩，旋翼还要安装成使叶片的变距轴线在一个基本上垂直于整流罩导管的轴线的旋转平面中移动，整流定子固定在导管中，位于旋翼的下游，并包括绕导管的轴线基本上按星形设置的静止叶片，每个叶片都显示出不对称的空气动力翼形，曲度和相对于导管轴线的角度设置要使叶片将旋翼下游的气流予以矫正，使之基本上平行于导管的轴线，并且所述装置的特征为，整流器的每个叶片都与半径方向倾斜一个最好基本上为1°至25°的角，从导管的轴线至导管的周边，并在与旋翼的旋转方向相反的方向上倾斜，和/或从导管的中心至导管的周边以及从上游至下游，最好倾斜一个基本上为1°至6°的角，同时，在导管的周边处，旋翼的旋转平面与整流器叶片的前缘之间沿导管轴线的距离为一个位于1.3C与2.5C之间的距离，其中的C为旋翼叶片的弦长。
由于静止叶片不是径向固定的，所以可以防止在叶片的整个翼展上同时产生旋翼的任意叶片的尾流与整流器的任意叶片的相互作用。
这个朝向同时有利于承受作为对旋翼旋转的反作用而作用在基本上与导管共轴线的中心体上的力矩，而整流器可因此而有利地支承在导管内，该中心体包括用于驱动旋翼的构件和用于控制旋翼叶片浆距的集中构件。
静止叶片的歪斜使之有可能减少所发射的总声能，不管该静止叶片是否与半径方向倾斜。这种每个整流器叶片都相对于旋翼叶片的旋转平面形成不为零的角度，同时又朝着导管的出口倾斜的构造，使之有可能增加将叶片的旋转平面与整流器的叶片前缘在导管周边处的局部位置分开的距离，在导管周边处，静止叶片与导管的有护罩的壁连接，同时由旋翼在尾流中产生的速度为最大，因此在整流器中产生的相互作用比朝向旋翼叶片的根部的大。但是，为了在所发射的声能等级与整流器的空气动力作用之间得到一个良好的折衷，同时改进整流器在反力矩装置的导管中的布置，特别地是改进它的叶片在导管的有护罩的壁中的固定，同时使旋翼在导管中有良好的定位，通过由静止叶片支承在导管中的后传动箱，特别是当弦长C在测量时与做成翼形的主叶片段的起点相齐时，此距离(在1.3C与2.5C之间)的选择是有利的。
为了使整流器叶片执行其作为中心体的支承的功能和用于矫正在良好的条件下同时经过导管的气流，有利的是使它们具有NACA65型的空气动力学翼形，其相对厚度基本上位于8％与12％之间，其对导管轴线的角度基本上设置在2°与2.5°之间，按负的迎角朝向，曲度基本上位于20°与28°之间。如此选取的厚度是在最小的可能相对厚度与足够的厚度之间的折衷，该最小的可能相对厚度是为了同时减少载荷噪声和由于在旋转的叶片的尾流中工作的整流器的厚度而引起的噪声，该足够的厚度用于固定支承旋翼并包含后传动箱和叶片的总距操纵的中心体，它们就这样固定在直升飞机的尾翼组中，同时受到静力场与动力场的作用，尾翼组则包括尾梁的端部和一尾翼或一直升飞机的稳定器。
此外，为了减少旋翼与将驱动功率传给旋翼，并穿过导管直至后传动箱的传动臂之间的干涉，此臂最好固定在导管之内，基本上位于整流器的一个叶片处，整流器的做成翼形的叶片最好是一个至少等于旋翼的叶片数减去1的数。
根据本发明，在旋翼叶片的方位角调制是不均匀或均匀时，不管旋翼是否与整流器有关联，通过对导管采用特殊的几何构成，也可以减少声学公害，并增加具有导管式旋翼的反力矩装置的空气动力性能。
为此，导管包括两部分，其中的一部分是一收集器，它对应于位于旋翼的旋转平面上游的那部分导管，另一部分导管是一扩散网，它对应于位于旋翼的旋转平面下游的那部分导管，收集器包括一个由朝向上游端凸出并以不变的半径Rc做成圆角的环形壁限定的收敛形入口喷管，该入口喷嘴用一具有第一长度L1的圆柱形区向旋翼的旋转平面延伸，从旋翼的旋转平面朝向下游端扩散器包括具有第二长度L2并将收集器的圆柱形区延伸的圆柱形区，其次是一个具有锥顶半角α的截锥形扩散形喷管，以及一个由朝向下游端凸出并以半径r做成圆角的环形壁限定的扩散形出口。
由收集器和扩散器的圆柱形区形成的圆柱形导管部分的存在，使之有可能当旋翼安装在导管中，以致使其叶片在导管的这个圆柱形部分中旋转时，改善旋翼的每个叶片型面的空气动力性能，这是因为，在这个圆柱形部分中的流动是轴向的。
旋翼的旋转平面在此圆柱形部分中的位置最好定义为旋翼叶片的弦高C、叶片的正叶距范围、叶片的前缘与叶距改变轴线之间的距离α以及用挥舞表征其刚度的叶片的最大变形f的函数，以便使圆柱形区的长度L1和L2要如此，使得
L1＞asin(βmax)+f和L2＜(C-a)sin(βmax)其中，βmax为旋翼叶片的最大正桨叶角。
在实际中，有利的是分别使收集器和扩散器的圆柱形区的长度L1和L2相应地基本上位于在其圆柱形部分测得的导管直径的2％和8％之间和1％与3.5％之间。
同样，不管导管是否包括圆柱形部分，只要它包括一个具有由一凸出的并以不变的半径Rc做成圆角的环形壁限定的收敛形入口喷管的收集器，这个半径就基本上为在其喉部并在其最狭的横截面处测得的导管直径的8％。
对于固定的总推力而言，为了增加给定功率下的推力或靠减少作用在旋翼叶片上的载荷来减少噪声，扩散器的扩散角或它的截锥形扩散喷管的半角α最好基本上在5°至20°之间选取。
为了减少带导管式旋翼的反力矩装置在向前飞行时的阻力，而又不改变由此反力矩装置，特别是在平稳飞行时提供的推力，专利权的受让公司在其从1985年开始销售的型号为AS365N1的直升飞机上已经生产了一种扩散器的扩散形出口的环形壁，它有在朝直升飞机的前部延伸的圆弧上的一个恒定的第一半径r1，一个在朝向直升飞机的后部延伸的圆弧上且大于r1的恒定的第二半径r2，同时在直升飞机的纵向轴线的两侧，对称地有两个用在r1与r2之间递增的半径把半径恒定的区域连接起来的区域。根据本发明，r1最好基本上小于导管直径的1.6％，而r2位于导管直径的4.3％和为收集器的收敛形喷管所选取的半径Rc之间，同时恒定半径r1的前区遍布对应于至少210°的对角的圆弧，而恒定半径r2的后区则遍布对应于对称地在直升飞机纵向轴线的上方和下方的对角为90°的圆弧。
如同在带导管式旋翼的反力矩装置的现有技术的实施例中一样，导管可以在一个整流罩中形成，该整流罩装入包括尾梁后端和一至少有一稳定器的尾翼的直升飞机的尾部尾翼可能有两个稳定器，并且其类型为十字形，T形或在导管上方的V形，它还有可能使尾翼的至少一个稳定器包括一个可以偏转的稳定器襟翼。此外，导管的轴线可能与水平方向倾斜，以使导管式旋翼的推力在直升飞机上产生一升举分力。
本发明的其它优点和特性将参考附图从对下面的不受限制的实施例的描述中得出，这些附图是：
图1是一导管式反力矩装置的 3 4 的后透视图，其旋翼与整流定子设置在导管中，该导管穿过尾梁后端并位于直升尺机的尾翼底层的整流罩，旋翼被显示在导管之外，并且为了更加清晰起见，将其中的一部分切去；
图2是图1的旋翼的示意的侧视立面图，其叶片的相位角调制不均匀；
图3是表明图1中的旋翼和整流定子的操作的简图；
图4是图1所示装置的一个特殊实施例的局部侧视立面图；
图5基本上与通过图1所示的反力矩装置的轴向半剖视图相对应；
图6是图1、4和5所示装置的导管的轴向半剖视图；以及
图7是示意的侧向立面图，示出了导管的扩散器的出口和它的具有不同半径的各个部分。
在图1所示的直升飞机中，直升飞机的机身与单一的主旋翼均未示出，图中的尾梁1，在其后端支承一个尾翼2，尾翼的上部布置成垂直的稳定器，以协助控制偏航，并且在尾翼2的前面支承一个水平稳定器，它有两个沿尾梁1的两侧延伸的控制表面4，以便协助按桨距控制直升飞机。
尾翼2的底层布置成一个护罩或整流罩5，导管6穿过它，用于导管式反力矩装置的空气流动，反力矩装置还包括一个安装成能旋转并在导管6中大致共轴线的多叶片可变叶距的旋翼7，同时还有一个整流定子8，该定子8固定在导管6中，相对于通过导管6的气流的流动方向处于旋翼7的下游，并包括绕导管6的轴线X-X基本上布置成星形的固定叶片9。
此多数用于在稳态飞行或低速时控制偏航的反力矩装置附加有垂直稳定器3和水平稳定器4，以便在高速飞行时按偏航和俯仰控制直升飞机。这些同样的功能可以由在整流罩5上方的V形稳定器，或是由其稳定器4安装在垂直稳定器3的上面基本上是一半的地方的十字形尾翼，或是甚至由其稳定器4装在稳定器3的顶端的T形尾翼来实现。
导管6的轴线X-X基本上横贯直升飞机的纵向轴线，该导管具有基本上是不对称的形状，这将在下面参考图6予以描述，它包括一个收敛形的入口19，该入口以一个圆柱形部分20朝着空气出口处延伸，而圆柱形部分本身又以一扩散形喷管21-22延伸至出口处。旋翼7在导管6中装在它的入口侧，以使其叶片10在导管6的圆柱形部分20中旋转，用于叶片10的叶距改变轴决定了旋翼的一个旋转平面P，叶片在此平面中运动，并且此平面基本上垂直于有罩导管6的轴线X-X。旋翼7装在位于中心体11之内的后传动箱中，并受到驱动，可以旋转，中心体11的外形基本上为圆柱形，并与导管6共轴线，并且用整流器8的叶片9固定在尾翼2的结构上，该整流器将中心体11夹持在导管6的中心处，而且相对于旋翼7而言，处于导管的出口侧。
在某种已知的型式中，中心体11中的后传动箱含有一个用驱动轴12可转动地驱动旋翼7的机构，轴12本身又由一穿过臂13并与直升飞机的主传动箱的辅助输出端相连的传动轴驱动，臂13的一部分布置在导管6中，基本上位于整流器8的叶片9中的某个叶片处。
这样，旋翼9在导管6中的旋转就产生了一个受到控制的气流，它形成为平衡直升飞机的偏航所必需的横向反力矩推力。
为了改变这个横向推力的幅度，在一种也是熟知的方式中，中心体11的后传动箱和旋翼7包括一个用于叶片10的总距操纵的装置，它用一个没有示出的控制杆操作，因为假设图1的臂13用作一个传动轴和总距改变杆的整流罩。
至于结构，后传动箱，用于叶片10的总距操纵的装置以及旋翼7的构形和操作将最好参考专利权的受让公司的法国专利FR1531536、美国专利US-3，594，097和US-4，626，173，这些专利将作为参考结合在本说明书中。我们只限于提请记住，每个叶片10包括一个具有空气动力翼形的主叶片段14、一个叶片根部15和一个接头16，叶片根部15做成套箍，叶片10通过它来安装，从而能在至少一个轴承中绕其纵向的叶距改变轴线旋转，而该轴承则为此目的而在旋翼桨毂17的至少一个环形壁上形成，接头16是可以旋转的而且最好也是能变形的，它穿过叶根套箍15，并以其与套箍15相对的一端把持在旋翼桨毂17上，桨毂17由驱动轴12可转动地驱动，而轴12在包围后传动箱的中心体11上沿导管6的轴线X-X伸出。每个叶片10的从叶片10的一侧伸出的根部15有一个由一小杆与一控制辐射架相连的总距油门变距杆23，辐射架自由地随旋翼7旋转，但能通过操纵总距油门变距杆而使其沿旋翼7的旋转轴线作平移运动，以集中地控制叶片10的总距离变化。
在旋翼7的叶片10的下游，但是没有离开导管6的扩散形喷管21-22而固定在导管6中的叶片9通过矫正叶片10下游的气流，使之朝向导管6的X-X轴线并获得一附加的反力矩推力可恢复此气流的旋转能量，这已经在受让人公司的法国专利FR-2534222中予以说明，其描述将作为参考结合在本说明书中，特别是关于这个专利的图4和5的描述，其中的图5对应于本申请的图3。在此图3中，以转速u=ΩR旋转的旋翼的两个叶片10已示意地在两个静止叶片9的上游示出。此速度u与空气的轴向进入速度Va1合成，以便得出旋翼上的气流的相对速度W1，此速度W1在每个移动的叶片10的周围建立一压力场。
此后，这个压力场产生一空气动力合力R1，它一方面可以分解成一个升力Fz1和一个阻力Fx1，另一方面产生一个其方向与旋翼的旋转速度u的方向垂直并与Va1的方向相反的轴向推力S1。
由于由上述每个叶片10构成的第一障碍的原因，空气以不同的速度条件离开旋翼7，并且出口速度三角形使之有可能分辨出一个相对于旋翼的小于W1的新速度W2和一个作用在朝向叶片10的静止叶片9上的绝对速度V2。
对于静止叶片9来说，速度V2起着与运动的叶片10的速度W1同样的作用，V2围绕着每个叶片9建立一压力场，这个压力场产生一个空气动力合力R2，此合力R2一方面可分解为一个升力Fz2和一个阻力Fx2，而另一方面形成一个轴向推力S2，该推力是一个加在推力S1上的附加推力。通过适当地选择叶片9的不对称的空气动力翼形，特别是它们的曲度和相对于导管6的轴线X-X的角度设置，可以使气流在离开静止叶片9时被拉直，并且可能使其速度V3实际上是沿轴向的(平行于X-X轴线)。
在导管式反力矩装置中，在位于导管6中的旋翼7的下游具有做成翼形的静止叶片9的整流定子8的布置使之有可能产生一种紧凑的、平衡的和刚性的反力矩装置，它不必调整驱动旋翼7所需的功率，就能得到加大的反力矩推力。
因此，这种反力矩装置的作用是与下列各项相关连的：
－旋翼7的特征，按航向飞行直升机所需要的性能水平；而性能水平又主要地取决于旋翼7的直径的选择因而也取决于导管6的直径的选择，取决于叶片的圆周速度，叶片的数目，叶片的弦长，以及取决于叶片的型面和扭转规律。
－整流器8的特性；当有整流器时，此特性尤其取决于叶片9的数目，它们的弦长，它们的翼形(曲度、位置、……)。
－还有导管6的特性。
同时，导管式反力矩装置在声学上的优化可以用以下方法得到保证：在整个频谱中分配声能，采取旋翼7的叶片10的称为方位角调制或相位调制的不均匀的角度分布，并减少由反力矩装置发射的声能水平，减少旋翼7的叶片10的圆周速度，通过在导管6中的定子8和传动臂13的特殊构形及其布置，使其与旋翼7有适当的间隔，以一方面减少旋翼7与传动臂之间的干涉，另一方面减少整流定子8与传动臂13之间的干涉。
对于一个十叶旋翼10而言，其不均匀相位调制或方位角调制的例子示于图2中。此相位调制的目的在于破坏旋翼叶片的传统的角对称或传统的等角度分布，以便不会减少所发出的声能，而是与在未调制(等分布叶片)的情况下，即能量集中在某些特定的频率(bΩ、2bΩ、3bΩ……)的情况下得到的相反，使声能更有利地分配在频谱中。
用于旋翼7的叶片10的相位调制法则是一个正弦法则或与下列类型的正弦法则相近的法则：式中，θn为从任意角度原点开始连续计数的旋翼的第n个叶片的角位置，b是旋翼的叶片数，而m和△θ是正弦法则的参数，在m的情况下，对应于一个与旋翼7的叶片10的数目b不互为质数的整数，而△θ要选得大于或等于作为叶片数b的函数来选择的最小值△θmin，并且△θmin随b的增加而减小。
当然，在一种等分地分布的排列中， 代表第n个叶片的角位置，而
Figure 9510536300233
则对应于相对于等分的分布排列的方位角调制项。参数m和△θ要作为叶片10的数目b的函数来选择，以便同时提供旋翼7的动平衡，能量在频谱中的最优分配，同时保证有最小的由叶片的角偏移条件而产生的叶片间的角距，所述叶片的角偏移条件用桨距和叶片10在桨毂17上的结构附着性来表示。
整数m按下列方式选择：首先，要考虑旋翼7的动平衡而进行选择。通过写下此平衡关系，就得到下面两个必须予以满足的方程式：∑cosθn=0和∑sinθn=0
对于上面已给出的正弦调制法则θn，如果m和b不互为质数，则这两个方程式就能得到满足。
由下面的表l中的叉号给出m的作为在由6变到12的叶片10的数目b的函数的可能选择。
表1
作为在表1中所提供的可能性的函数，整数m要尽可能地小，而且最好固定为2或3，以便得到最密的可能频谱，因而得到倍频程的三分之一的较好能量分配。参数m也可能正好准备等于4，但是为1的值是应当避免的。
参数△θ必须按下列方式选择：它大于或等于由给定数目的旋翼叶片10的声学准则给出的最小值△θmin，如下表2所示。
表2
b 6 8 9 10 12
Δθmin 14.34° 10.75° 9.55° 8.60° 7.17°
这些值对应于同一个角相移△φ=b△θ，此相移作为表征相对于基准线的正弦调制谱线的水平的Bessel函数的参数而起作用，这已在Donald EWALD等人的题为“应用调制原理减少噪声”的论文中予以了说明，该论文刊登在《美国航空学会学报》(“TheJournal of Acoustical Society of America”)第49卷，1971年的第5期(第1部分)，1381至1385页上。角相移△φ=1.5弧度对应于这样一个值，超过这个值，Bessel函数J0(△φ)便小于或等于n不为0时的Bessel函数Jn(△φ)(见上述论文的图2)。这就使之有可能在bΩ中相对于相邻的线而将基准线的出现减至最少，这是因为，J0(△φ)代表基准线上的加权系数，而J1(△φ)代表在有调制时存在的相邻线(b-1)Ω和(b+1)Ω的加权系数。角相移△φ=b△φ=1.5弧度是理想点，因为在三条相邻线bΩ，(b-1)Ω和(b+1)Ω上的噪声等级是相等的，因此，集中在具有等分布叶片的旋翼的线bΩ上的能量就分配在这三条线上。因此，表2给出了作为b的函数的△θmin的值，以使b△θmin=1.5弧度。
此结果对应于某个理想的情况，此时，压力扰动函数非常均匀，也就是说，适用于一个具有很大的叶片数目(大于20)的旋翼的情况。在反力矩旋翼7的情况下，叶片10的比较少的数目使压力扰动函数变得更加有脉冲性。上述规则也可以略加改变，但需要规定其变化的极限，以便使正弦调制规则与导管式反力矩旋翼7的特殊情况相匹配。此外，用以使叶片有按桨距表示的角偏移而且彼此不发生干涉的最小的可允许的叶片间角距，以及叶片10在桨毂17上的合适的结构附着性，可能以选择小于由声学准则(表2)推荐的△θmin的△θ为条件。例如，对于有十个叶片10的旋翼7，最小的叶片间角距为24°。
因此，可以根据变形的正弦法则采用相位调制法则，此时，b△θ可以在由1.5弧度至1弧度的值的范围内选取，和/或关于最初由正弦分布法则对旋翼7的每个叶片10给出的角位置可以采取±5°的偏差，以便补偿最小的叶片间角距这一约束，同时又保留由于相位调制而得到的良好的声学性能。
应当指出，当b△θ=1弧度时，基准线bΩ的加权系数为0.8，而相邻线(b±1)Ω的加权系数则降至0.45。
当反力矩装置包括整流器时，整流器的叶片9绕导管6的轴线X-X均匀地分布，以便限制旋翼7与整流定予8之间的干涉，特别地是用以避免在旋翼7与定子8之间的任何喘振现象(动态激振)，旋翼的叶片10的相位调制要做到使旋翼的两个并不一定是相邻的叶片之间的任何角距都不同于定子8的两个并不一定是相邻的叶片9之间的任何角距。用数学语言来表达，这个条件可以翻译成：如果θij代表旋翼7的从一任意角度原点连续计数的序号为i和j的叶片之间的角距，也就是说，代表在叶片i和j的叶距改变轴线之间所定义的角，同时，如要θk，l代表整流器8的序号为k和l的叶片之间的角距，则不管i、j、k、l的值如何，θi，j不同于θk，l。实际上，对于整流器8的至少一半的叶片9来说，不考虑传动臂13，如果旋翼7的不同叶片10之间的相应的角距和整流器8的不同叶片9之间的相应的角距之差的绝对值都大于1°，则这一条件就可以认为已经得到遵守。
如果通过选择上述最有利的类型的正弦型相位调制，而使这一防止两个叶片10同时经过两个对面的叶片9的角度条件得不到实现，则至少某些叶片的角位置必须予以修改，即按正弦法则将其移开，并采用上面提到的经变形的正弦法则，这就是说，由于△θ这时不能选择成使b△θ=1.5弧度，于是b△θ不断地由1.5至1弧度减少，但不降至小于1弧度，直至得到一个合适的△θ值，以实现上述的不同于θkl的几何条件θij，同时或者另一方面，对最初由正弦分布法则对旋翼7的每个叶片10给出的角位置，±5°的累积偏差或最大偏差是允许的。
如果试图减少噪声公害而避免两个叶片10和两个叶片9与旋翼7之间同时有相互作用，而旋翼7的叶片10又是均布的，则选择旋翼7的叶片10的数目b，使之与整流器8的叶片9的数目互为质数就已足够，这样就不会在两个不一定是相邻的叶片10之间得到一个等于两个不一定是相邻的叶片9之间的一个任意角距的任意角距。
通过减少由旋翼7与整流定子8之间的相互作用所发出的声能等级，且不管声能所集中的或所分配的频率，也可以减少由于这些相互作用而产生的噪声公害。如图4所示，为了避免在所讨论的叶片9的整个翼展内同时产生叶片10与叶片9之间的相互作用，叶片9要布置成非径向的方式，但它们分别倾斜一个v角，此角度在与半径方向成5°左右与25°左右的范围内，当从导管6的中心朝向其周边考察叶片9时，此角度处于与叶片10的旋转方向相反的方向。这个倾斜方向使之有可能不仅减少旋翼7的叶片10与定子8的叶片9之间由相互作用而形成的噪声，而且也保证能更好地承受在叶片9受压缩地工作时，由中心体11中的后传动箱所承受的载荷。实际上，由于整流器8的功能之一就是支承后传动箱与中心体11，这样，叶片9就可能最好地支承与传给旋翼7的力矩相反的力矩。此外，整流器8的叶片9的空气动力翼形的相对厚度要选择成使之能最好地减少导管6的总体尺寸，同时又保证有足够的用于支承中心体11这一功能的机械强度，在实践中，叶片9的翼形的相对厚度在8％左右与12％左右之间。
对于叶片9，这一相对厚度的选择要与NACA65型的空气动力翼形的使用相适应，此翼形的设置在导管6的轴线X-X上的迎角是负的，并在2°左右与2.5°左右之间，翼形的曲度在20°左右与28°左右之间，这些翼形的特性使整流器8有良好的效用。
此外，当整流器8的叶片的前缘与旋翼7的由叶片10的叶距变化轴线所规定的旋转平面P之间的轴向间距超过最小值，约为其弦长C的40％左右，而此最小间距值至少等于1.3C时，由旋翼7与定子8之间的相互作用而产生的噪声的降低变得相当显著。但是，由于后传动箱与中心体11在导管6中的支承是由整流器8提供的，因此，为了使旋翼的旋转平面P的位置在导管6中有一个良好的公差，需要将整流器8、后传动箱和中心体11固定得尽可能地靠近旋翼7的平面P。
如图5中以夸大的方式所表示的那样，通过使整流器8的叶片9倾斜一个角度ψ，该角度约在2°至6°左右，则这两个互相矛盾的要求就可以得到良好的妥协，也就是说，减少噪声与旋翼7的平面P的良好的位置公差之间可以得到良好的妥协。每个叶片9的这种从导管6的中心朝向其周边并从上游至下游倾斜，使之有可能让每个叶片9的前缘尽可能远地离开旋翼的平面P，同时又保持后传动箱和中心体11的轴线有正确的定位，从而使旋翼的平面P在导管6中有正确的定位。考虑到与中心体11相连的叶片9的根部和叶片9的与导管6的整流罩18的侧壁相连的受载较大的端部之间的空气动力载荷的连续性，尽管叶片9的前缘差不多在叶片10的根部的后面，对噪声的影响仍然可忽略不计。为此，在导管6的周边上，旋翼7的旋转平面P与整流器8的叶片9的前缘之间的轴向间距是一个在1.3C左右和2.5C左右之间的距离dr，其中的C是旋翼7的叶片10的弦长，当这个弦长C在主叶片段14的翼展上是不恒定的时候C在主叶片段14上靠近叶片根部15处选取。
总之，除去与半径方向倾斜的角u以外，在垂直于导管6的轴线X-X并平行于旋翼的平面P的平面中，每个叶片9要使得在导管6的周边处，其前缘处于离开旋翼的旋转平面P的其范围在1.3C左右至2.5C左右之间的距离dr内，以避免叶片9的后缘穿入由此导管6的倒圆的唇部划界的出口，同时要使叶片9在垂直于旋翼的平面P的平面上，朝向下游端并朝向导管的周边倾斜一角度ψ，以便用中心体11和后传动箱的正确定位来保证旋翼的平面P的精确定位。当dr小于1.3C时，所发射的声能等级在使叶片9靠近旋转平面P时增大得非常快，而当dr大于2.5C时，整流器8失去它的流体动力作用。
前面已经说过，传动臂13与整流器8的叶片9相连，以便确定叶片9和叶片10的角位置，但是它没有做成翼形，同时，做成翼形的叶片9的数目要选成大于或等于减去1的旋翼7的叶片10的数目。
比较有利的是，这些叶片10具有OAF型的空气动力翼形，其相对厚度与曲度沿翼展进行，相对厚度在0.4R与R之间例如从13.9％减少到9.5％，其中的R是旋翼7的半径。同样，翼形的扭转随着离开旋翼轴线而减小。
如图6所示，并且已经描述过，导管6的环形壁18从上游至下游包括一收敛形入口喷管19，一圆柱形部分20和一截锥形扩散形喷管21，旋翼7如由旋转平面P所表示的那样在圆柱形部分20中旋转，扩散形喷管在倒圆的出口唇22处结束。导管6可再分为两个部分，即收集器与扩散器，收集器对应于导管的位于旋翼7的旋转平面P上游，其轴向尺寸为dc(沿着导管6的轴线X-X)的那部分，而扩散器则对应于导管6的位于旋翼的旋转平面P下游，其轴向尺寸为dd的那部分。收集器本身又可再分为两个区：收敛形喷管19和在其后面的长度为L1的圆柱形区，收敛形喷管由一个朝着上游端凸出并以不变的半径Rc做成圆角的入口唇或环形壁限定。扩散器可分为三个区，即将收集器的圆柱形区L1延长，长度为L2的圆柱形区，具有扩散形喷管21的锥顶半角α的截锥区，和由出口唇22限定的扩散形出口喷管，出口唇的形状为一朝向下游端凸出并以半径r做成圆角的环形壁。
如果φ代表导管6在其圆柱形部分20的直径，则比值L1/φ必须在0.02左右至0.08左右之间，以免太大的圆柱形区L1大大地畸变导管式旋翼的性能。同样，太小的收集器的长度dc将畸变导管式旋翼的性能，因而收集器的最小长度dc=Rc+L1对应于导管直径φ的10％左右。因此， Rc + L 1 Φ > 0.10 。
实际上，入口唇19的半径Rc要确定成使其与导管直径φ的比值约为0.08。旋翼的平面P在圆柱形部分20中的位置要定义为叶片10的弦长C、叶片的正叶距范围、使叶片的前缘与其叶距改变轴线分离的距离a(a=0.4C)、以及用挥舞表征其刚度的叶片10的最大变形f的函数、L1必须要使：L1＞asin(Pmax)+f，其中的βmax为最大的正桨叶角。为了避免叶片10在圆柱形部分20的外面和前面有任何的伸出，要考虑有为直径φ的1.33％的附加余量。扩散器的圆柱形区的长度L2在导管直径φ的1％和3.5％之间进行。实际上，它由下列式子给出：L2＜(c-a)sin(βmax)。
扩散角α(截锥形扩散喷管21的锥顶半角)在5°左右至20°左右之间选取。扩散器的发散部分的长度df与扩散角α直接有关，而且与扩散度成反比，该扩散度由和导管6的出口表面积与旋翼7的盘形表面积之比相对应的扩散水平来限定，此扩散比要保持大于1.06。
为了减少导管式反力矩装置在直升飞机向前飞行时的阻力，而又不畸变其在盘旋飞行时的性能，扩散器的凸出的环形出口唇22的半径r在这个唇的整个周边上不是常数。半径r所经过的区域在图7中示出，该图用侧视立面图示意地示出了扩散器的出口。在此图中，轴线Y-Y为直升飞机的通过导管6的轴线X-X的前(向左)-后(向右)轴线或纵向轴线，而轴线Z-Z为也与导管的轴线X-X相交的垂直轴线。唇22在沿圆弧AA延伸的前区中，有一个小的不变的半径r1，它小于导管6的直径φ的1.6％左右，圆弧AA对应于一个为210°的对角，并且相对于轴Y-Y对称。为了不畸变由导管式反力矩装置提供的推力，同时又减少在向前飞行时的阻力，唇22有半径r2＞r1，并在导管直径φ的4.3％左右和半径Rc之间，Rc对收敛形喷管19而言，是在一沿弧BB延伸的后区中选取的，该弧BB对应于一个为90°的对角，在轴线Y-Y的两侧对称。在这些前区与后区之间，延伸有两个具有在r1与r2之间递增的半径的区，它们对应于弧AB，每个弧AB的对角为30°。根据制造限制所提出的理由，这个递增的半径是必需的。这些具有递增半径的区域在出口唇22的前部和后部之间提供了一个过渡。作为一种变型，小半径r1的前区中可以沿与可能达到240°的对角相对应的弧A′A′延伸。这样，与弧A′B相对应的过渡区就可以缩短了。
在一个适用于装备一架其质量大约为1.5吨的直升飞机的例子中，反力矩装置装在一个直径为750mm的导管6中，其旋翼具有8个金属叶片，叶片具有有尾翼的主叶片段14和一个整体的套箍15，同时如US-3，594，097中所描述的那样，旋翼桨毂的直径为304mm，叶片的弦长根据叶尖的速度是186m/s还是180m/s而为58mm或63mm，叶片的变距范围在0.7R(R为旋翼的半径)处由-25°延伸至+41°，并且叶片的翼形为上述的递增式OAF翼形，其扭转法则为，0.4R至R，扭转从17°减至6.9°。
与之有关联的整流器有十个具有80mm弦长的做成翼形的叶片9，整流器上还加上传动臂13〔十个叶片间的角距为30.66°，而一个臂13从中穿过的角距为53.4°〕，具有八个叶片10的旋翼按照优化的正弦法则(b△θmin=1.5弧度)实行叶片的相位调制，其参数为m=2和△θ=10.75°，但是，为了考虑整流器8，优化的法则按最大的角度偏差±3.75°予以变形，这导致旋翼7的八个叶片10的下列调制：
n 1 2 3 4
θn 55° 92° 128° 180°
n 5 6 7 8
θn 235° 272° 308° 360°
与之相反，与之有关联的整流器有七个做成翼形的叶片9，外加传动臂13，有八个叶片10的旋翼按照一个经变形的正弦法则(b△θ=1.25弧度)实行相位调制，其中，参数为m=2和△θ=8.96°，最大角度偏差为±5°，这得到了下列调制：
n 1 2 3 4 5 6 7 8
θn 56° 93° 131° 180° 236° 273° 311° 360°
叶片9的与通过每个叶片的基面的半径方向之间的倾斜角υ约为10°，而它们的朝向周边和朝向导管6的出口的倾斜角ψ为4°。将旋翼的旋转平面P与叶片9的前缘分开的距离dr为96.5mm，也就是说，大约为旋翼叶片的弦长的1.53倍至1.66倍。整流器的做成翼形的叶片9具有NACA。65型叶型，其相对厚度为10％，叶型的中心线的曲度为27°，并且设置在导管6的轴线X-X上的迎角为负，等于2.5°。这个导管具有一个收敛形喷管19，其半径Rc为60mm，收集管的圆柱形区的长度L2为24mm，扩散器的圆柱形区的长度L2为23mm，发散角α为7°，并且出口唇22在其前区有-10mm的半径r1，在其后区有-45mm的半径r2，扩散器的发散部分的最小长度df为187mm。
在一个适用于装备一架具有质量约为2.5吨的直升飞机的例子中，反力矩装置包括一个具有十个其弦长为50mm的叶片的旋翼，旋翼以187.66m/s的圆周速度(3584rpm)被驱动，并有直径为380mm的桨毂，它装在直径为1m的导管中，叶片的翼形为一个与上述例子中的相类似的OAF，变距范围从-25°至+35°延伸(在0.7R处)。叶片同上述例子一样是金属型的，它按照前面提到的正弦法则，但是是经过变形的法则(b△θ=1弧度)实现相位调制或方位角调制，其中，参数为m=2和△θ=5.73°，最大的角度偏差±3.4°。整流器包括十个做成翼形的叶片，其弦长为97mm，整流器中还加有传动臂13。由此得到下列调制：
n 1 2 3 4 5
θn 44.9° 77.5° 102.5° 135.1° 180°
n 6 7 8 9 10
θn 224.9° 257.5° 282.5° 315.1° 360°
做成翼形的静止叶片的倾斜角ψ是4°，他们与半径方向的倾斜角υ是7.8°。旋翼的平面P与做成翼形的叶片9之间的距离dr约为98mm，也就是说，约为旋翼叶片的弦长C的1.96倍。整流器的叶片9具有NACA65型的翼形，其相对厚度为10％，翼形的中心线的曲度为21°，所设置的迎角为负的并且等于2.5°。导管6的收敛形入口喷管的半径Rc为80mm，收集器和扩散器的圆柱形区的长度L1和L2分别为23mm和17mm。发散角α为7°，而导管的发散部分的最小长度df为280mm。唇22的前区的半径r1为10mm，而后区上的半径r2为60mm。
为了装备一架其质量约为4至4.5吨的直升飞机，反力矩装置的例子可以包括一个具有十个其弦长为94mm的叶片的旋翼，旋翼以180m/s(3125rpm)的叶尖圆周速度在直径为1100mm的导管中被驱动，桨毂的半径为225mm。同前面的例子一样，叶片的变矩轴线在其弦长C的40％处，其翼形为递增式OAF叶型，具有同样的相对厚度的变化规则，但其扭转法则却在0.4R与R之间从7.25°减至-1.2°。整流器或是包括13个叶片，即12个是做成翼形的，其弦长为80mm，对其加有传动臂；或是包括17个叶片，即16个是做成翼形的，其弦长为66mm，并对其加有传动臂。做成翼形的叶片的型面为NACA65型，其相对厚度为10％，中心线角度为23°，而设置的迎角是负的并等于2.2°。做成翼形的静止叶片的倾斜角ψ为3°，它们与半径方向的倾斜角υ是11.2°。旋翼的平面P与静止叶片的前缘之间的距离dr由1.65c至1.7c，并且采用了上面提到的经过变形的正弦法则，以便得到不会导致两个任意旋翼叶片之间的任何角度等于两个任意静止叶片之间的任何角度的相位调制，从而得到在表3中给出的旋翼的十个叶片的角向分布，此分布取决于整流定子包括13个还是17个静止叶片。
表3
图2示出了具有上表3所示的在有13个静止叶片的整流定子的情况下的角向分布的旋翼。

Claims (11)

1．一种用于直升飞机的反力矩装置，它包括一个可变桨距的多叶片旋翼(7)和一个整流器定子(8)，旋翼要安装成能够在导管(6)中旋转，并共轴线，用以使沿轴线(X-X)的气流基本上横过直升飞机并穿过一个装入直升飞机尾部(1-2)的整流罩(5)，旋翼还要装成使叶片(10)的变距操纵杆在一个基本上垂直于导管(6)的轴线的放置平面中移动，整流定子固定在导管(6)中，位于旋翼(7)的下游，并包括绕导管(6)的轴线基本上按星形设置的静止叶片(9)，每个叶片都显示不对称的空气动力翼形，其曲度和相对于导管(6)的轴线的角度设置要使叶片(9)将旋翼(7)下游的气流予以矫正，使之基本上平行于导管(6)的轴线，
其特征为，整流器(8)的叶片(9)的每一个都与半径方向倾斜，从导管(6)的轴线朝向导管的周边，并沿着与旋翼(7)的旋转方向相反的方向，以及/或从导管(6)的中心至其周边，并从导管(6)的上游至下游倾斜，同时，在旋翼(7)的旋转平面(P)与整流器(8)的叶片(9)的前缘之间沿导管(6)的轴线(X-X)，并且在导管(6)的周边处的间隔为一个在1.3C和2.5C之间的距离，其中的C为旋翼(7)的叶片(10)的弦长。
2．如权利要求1所述的反力矩装置，其特征为，整流器(8)的叶片(9)在导管(6)的内部支承一个基本上与导管(6)共轴线的中心体(11)，中心体包含用于驱动旋翼(7)的构件和用于集中地控制旋翼的叶片(10)的桨距的构件，旋翼要安装成能在中心体(11)上旋转。
3．如权利要求1或2所述的反力矩装置，其特征为，整流器(8)的叶片(9)具有NACA65型的空气动力翼形，其相对厚度基本上在8％至12％之间，设置在导管(6)的轴线(X-X)上的迎角为负并基本上在2°与2.5°之间，并且中心线曲度基本上在20°至28°之间。
4．如权利要求1所述的反力矩装置，其特征为，将驱动功率传至旋翼(7)的传动臂(13)位于导管(6)的内部，基本上在整流器(8)的叶片(9)中的一个叶片所在之处，做成翼形的叶片(9)的数目至少等于减去1的旋翼(7)的叶片(10)的数目。
5．如权利要求1所述的反力矩装置，其特征为，旋翼(7)的叶片(10)具有OAF型的空气动力翼形，其相对厚度与中心线曲度是根据翼展递增的，在0.4R与R之间，相对厚度基本上从13.9％减至9.5％，而扭转基本上从17°减至6.9°或从7.25°减至-1.2°，其中的R为旋翼(7)的半径。
6．如权利要求1所述的反力矩装置，其特征为，导管(6)包括两个部分，其中的一个部分是收集器(dc)，它对应于导管(6)的位于旋翼的旋转平面(P)上游的那部分，另一部分是扩散器(dd)，它对应于导管(6)的位于旋翼的旋转平面(P)下游的那部分，收集器包括一个由朝着上游凸出并以不变的半径(Rc)做成圆角的环形壁限定的收敛形喷管(9)，该喷管用一个具有一长度(L1)的圆柱形区向旋翼的旋转平面(P)延伸，从旋翼的旋转平面(P)朝向下游端，扩散器包括一个具有一第二长度(L2)并将收集管的圆柱形区延伸的圆柱形区，其次是一个具有锥顶半角α的截锥形扩散形喷管(21)，以及一个由朝下游凸出并以半径r做成圆角的环形壁限定的扩散形出口(22)。
7．如权利要求6所述的反力矩装置，其特征为，旋翼的旋转平面(P)在导管(6)的由收集器和扩散器的圆柱形区形成的圆柱形部分(20)中的位置定义为旋翼的叶片的弦长(C)、叶片的正桨叶范围、叶片的前缘与变距操纵杆之间的距离(a)，以及用挥舞表征其刚度的叶片的最大变形(f)的函数，以使圆柱形区的长度L1和L2为：
L1＞asin(βmax)+f及L2＜(C-a)sin(βmax)其中的βmax为旋翼(7)的叶片(10)的最大正桨叶角。
8．如权利要求6所述的反力矩装置，其特征为，收集器的圆柱形区的长度(L1)基本上位于在导管(6)的圆柱形部分(20)中测得的导管直径(φ)的2％和8％之间，收集器的收敛形入口喷管的恒定直径(Rc)基本上为导管(6)的直径(φ)的8％，而扩散器的圆柱形区的长度(L2)基本上在导管(6)的直径(φ)的1％和3.5％之间进行。
9．如权利要求6所述的反力矩装置，其特征为，截锥形扩散形喷管(21)的锥顶半角(α)基本上在5°与20°之间选取。
10．如权利要求6所述的反力矩装置，其特征为，扩散器的扩散形出口载管(22)的环形壁有一个第一恒定半径(r1)，一个第二恒定半径(r2)和两个具有递增半径的区(AB)，第一半径沿着向直升飞机的前部延伸的圆弧(AA)，并基本上小于导管(6)的直径(φ)的1.6％，第二半径基本上位于导管(6)的直径(φ)的4.3％和半径Rc之间，对收集器的收敛形喷管(19)而言，Rc是在沿着向直升飞机的后部延伸的圆弧(BB)中选取的，两个区(AB)将对称地位于直升飞机的纵向轴线(YY)两侧的具有恒定直径(r1和r2)的区域联在一起。
11．如权利要求10所述的反力矩装置，其特征为，直径(r1)不变的前区沿对应于至少为210°的对角的圆弧(AA)延伸，而直径(r2)不变的后区沿对应于90°的对角的圆弧(BB)延伸，这两个弧都对称地在直升飞机的上述纵向轴线(YY)的上方和下方。
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Families Citing this family (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3051357B2 (ja) * 1997-03-26 2000-06-12 株式会社コミュータヘリコプタ先進技術研究所 主ロータトルク補正装置
US7234914B2 (en) * 2002-11-12 2007-06-26 Continum Dynamics, Inc. Apparatus and method for enhancing lift produced by an airfoil
US8286908B2 (en) * 2004-07-16 2012-10-16 Bell Helicopter Textron Inc. Counter-torque device for a helicopter
FR2925208B1 (fr) * 2007-12-14 2016-07-01 Eurocopter France Structure absorbante pour l'attenuation de bruits generes notamment par un rotor et carenage comportant une telle structure
FR2926786B1 (fr) * 2008-01-30 2010-02-19 Eurocopter France Procede d'optimisation d'un rotor anti-couple carene a gene acoustique minimale pour un giravion, notamment un helicoptere, et rotor anti-couple carene ainsi obtenu
DE102008058029B3 (de) * 2008-11-18 2010-01-07 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Hubschrauber
WO2010134923A1 (en) * 2009-05-22 2010-11-25 Bell Helicopter Textron Inc. Rotor blade spacing for vibration attenuation
GB2482545B (en) * 2010-08-06 2017-05-03 Ge Aviat Systems Ltd Aircraft propellers with composite blades mounted to a single propeller hub
US20120099983A1 (en) * 2010-10-21 2012-04-26 Charles Howard Medlock Torque Balanced, Lift Rotor Module, Providing Increased Lift, With Few or No Moving Parts
US20180072408A9 (en) * 2010-10-21 2018-03-15 Charles Howard Medlock Torque balanced, lift rotor module providing increased lift with few or no moving parts
FR2968272B1 (fr) * 2010-12-06 2013-07-12 Eurocopter France Element de structure ameliore d'un giravion pour diminuer la trainee aerodynamique.
FR2987346B1 (fr) * 2012-02-27 2014-08-29 Eurocopter France Pale de rotor, rotor, aeronef, et procede
EP2671798B1 (en) 2012-06-08 2015-08-05 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Helicopter with a transverse duct
EP2706009B1 (en) 2012-09-07 2016-04-27 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH An empennage of a helicopter
EP2799334B1 (en) * 2013-04-29 2016-09-07 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Blade rotary assembly with aerodynamic outer toroid spoiler for a shrouded propulsion rotary assembly
US8882024B1 (en) * 2013-06-24 2014-11-11 Bell Helicopter Textron Inc. Rotorcraft anti-torque rotor and rudder system
EP2878433B1 (en) * 2013-11-29 2016-04-20 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Shrouded rotary assembly from segmented composite for aircraft and method for its manufacture
EP2913269B1 (en) 2014-02-28 2019-01-16 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Rotorcraft with at least one main rotor and at least one counter-torque rotor
EP2913271A1 (en) 2014-02-28 2015-09-02 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Rotorcraft with at least one main rotor and at least one counter-torque rotor
EP2913270B1 (en) 2014-02-28 2016-02-24 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Rotorcraft with at least one main rotor and at least one counter-torque rotor
FR3028838B1 (fr) * 2014-11-20 2016-11-18 Airbus Helicopters Aeronef a voilure tournante muni d'un rotor arriere non carene comprenant au moins cinq pales
CN104743102B (zh) * 2015-02-05 2017-08-25 深圳清华大学研究院 用于直升机的涵道和涵道组件
CN104648668A (zh) * 2015-02-05 2015-05-27 深圳清华大学研究院 用于直升机的尾桨组件
US9944388B2 (en) * 2015-08-27 2018-04-17 Sikorsky Aircraft Corporation Rotorcraft state control
US10570926B2 (en) 2015-12-03 2020-02-25 The Boeing Company Variable-geometry ducted fan
CN106477036A (zh) * 2016-11-29 2017-03-08 四川特飞科技股份有限公司 一种矩形组合涵道飞行器及其飞行控制系统和方法
CN106837863A (zh) * 2017-03-29 2017-06-13 徐工集团工程机械有限公司 空调叶轮、工程车辆用空调以及工程车辆
US10889366B2 (en) 2018-09-21 2021-01-12 Textron Innovations Inc. Ducted thrusters
JP7269722B2 (ja) * 2018-12-13 2023-05-09 三菱重工業株式会社 モータ一体型流体機械及び垂直離着陸機
US11034440B2 (en) 2019-03-01 2021-06-15 Textron Innovations Inc. Tail rotor gearbox support assemblies for helicopters
IT201900007935A1 (it) * 2019-06-04 2020-12-04 R E M Holding S R L Ventilatore con virola migliorata
US11566530B2 (en) * 2019-11-26 2023-01-31 General Electric Company Turbomachine nozzle with an airfoil having a circular trailing edge

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2145774A (en) * 1983-08-31 1985-04-03 Dowty Rotol Ltd Bladed rotors and ducts associated therewith
US5131604A (en) * 1991-04-11 1992-07-21 United Technologies Corporation Helicopter antitorque device
EP1017543A1 (en) * 1998-07-20 2000-07-12 Snap-On Tools Company Ratchet head electronic torque wrench
EP1562527A1 (en) * 2002-11-21 2005-08-17 Kimberly-Clark Worldwide, Inc. Absorbent article with low coefficient of friction between materials of differential tensions

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2962260A (en) * 1954-12-13 1960-11-29 United Aircraft Corp Sweep back in blading
CH399643A (it) * 1962-03-09 1965-09-30 A De Jong N V Ventilateur axial
CH478994A (de) * 1963-05-21 1969-09-30 Jerie Jan Schaufelanordnung an Axialverdichter, Gebläse oder Ventilator
US3285502A (en) * 1965-01-25 1966-11-15 Brookside Corp Balanced fan construction
US3346174A (en) * 1966-07-05 1967-10-10 Trane Co Compact axial flow fan
FR1531536A (fr) * 1967-05-22 1968-07-05 Sud Aviation Hélice ou rotor à pas variable
FR1593008A (zh) * 1968-07-11 1970-05-25
US3883268A (en) * 1971-11-01 1975-05-13 Gen Electric Blunted leading edge fan blade for noise reduction
US3747343A (en) * 1972-02-10 1973-07-24 United Aircraft Corp Low noise prop-fan
JPS5524399Y2 (zh) * 1974-09-10 1980-06-11
SU726358A1 (ru) * 1978-06-29 1980-04-05 Институт Горной Механики И Технической Кибернетики Им. М.М.Федорова Направл ющий аппарат осевой турбомашины
FR2534222A1 (fr) 1982-10-06 1984-04-13 Aerospatiale Agencement de rotor de queue a poussee accrue pour aeronef a voilure tournante et dispositif pour accroitre la poussee d'un tel agencement
FR2542695B1 (fr) * 1983-03-18 1985-07-26 Aerospatiale Helice multipale a pas variable a pale s en materiaux composites demontables individuellement, procede de fabrication de telles pales et pales ainsi realisees
FR2600036B1 (fr) * 1986-06-16 1988-09-16 Aerospatiale Dispositif directionnel et stabilisateur a rotor anti-couple carene et incline et a empennage en " v " dissymetrique, et helicoptere equipe d'un tel dispositif.
DE3736141A1 (de) 1987-10-26 1989-05-11 Deutsche Forsch Luft Raumfahrt Flugzeugpropeller
US5169288A (en) * 1991-09-06 1992-12-08 General Electric Company Low noise fan assembly
JP2662838B2 (ja) * 1992-03-24 1997-10-15 川崎重工業株式会社 回転翼航空機の尾部回転翼

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2145774A (en) * 1983-08-31 1985-04-03 Dowty Rotol Ltd Bladed rotors and ducts associated therewith
US5131604A (en) * 1991-04-11 1992-07-21 United Technologies Corporation Helicopter antitorque device
EP1017543A1 (en) * 1998-07-20 2000-07-12 Snap-On Tools Company Ratchet head electronic torque wrench
EP1562527A1 (en) * 2002-11-21 2005-08-17 Kimberly-Clark Worldwide, Inc. Absorbent article with low coefficient of friction between materials of differential tensions

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Publication number Publication date
DE69501911D1 (de) 1998-05-07
FR2719551A1 (fr) 1995-11-10
JP3043594B2 (ja) 2000-05-22
CN1126159A (zh) 1996-07-10
US5634611A (en) 1997-06-03
EP0680873A1 (fr) 1995-11-08
DE69501911T2 (de) 1998-11-26
JPH08133192A (ja) 1996-05-28
FR2719551B1 (fr) 1996-07-12
EP0680873B1 (fr) 1998-04-01

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