CN106314791A - 用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶的翼型 - Google Patents

用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶的翼型 Download PDF

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Abstract

用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶(1)的翼型(1a)，所述翼型(1a)具有预定的最大厚度与翼弦比并且在前缘(3a)和尾缘(3b)之间包括外弧(4b)和内弧(4a)，所述内弧(4a)由预定内弧坐标数值对所限定，而所述外弧(4b)由预定外弧坐标数值对所限定，其中，所述预定内弧坐标数值对和所述预定外弧坐标数值对中的每个的最大误差总计±3％。本发明还涉及一种旋转机翼飞行器的旋翼桨叶(1)，该旋翼桨叶具有上述翼型。

Description

用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶的翼型
技术领域
本发明涉及一种用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶的翼型，所述翼型具有预定最大厚度与翼弦比并且包括权利要求1、6或11所述的特征。本发明进一步涉及一种旋转机翼飞行器的旋翼桨叶，所述旋翼桨叶包括权利要求16所述的特征。
背景技术
用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶的翼型大体特征在于外弧和内弧，该外弧和内弧设置在翼型的对应前缘和尾缘之间并且由预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和预定外弧坐标数值对x/c、yext/c所限定。在其中，x是沿着翼型的翼弦线从前缘至尾缘的距离，c是翼型在翼弦方向上的长度，yint是翼弦线和相应的内弧表面之间的距离，而yext是翼弦线和相应的外弧表面之间的距离。翼型通常进一步特征在于相关联的预定最大厚度与翼弦比，以及对应的前缘圆圈的前缘半径r/c以及它们的圆心位置x/c和yint/c或yext/c。
文献US 5,957,662 A和US 6,315,522 B1描述了此种翼型并且说明示例性的数值表，该数值表包括针对预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和预定外弧坐标数值对x/c、yext/c的数值。更确切的说，文献US 5,957,662描述了一种翼型，该翼型具有8％的最大厚度与翼弦比、r/c＝0.00844的前缘半径以及x/c＝0.00842和yext/c＝0.00064的对应前缘圆心位置。文献US 6,315,522描述了一种翼型，该翼型具有10％的最大厚度与翼弦比、r/c＝0.0096的前缘半径以及x/c＝0.0097和yext/c＝-0.0018的对应前缘圆心位置。
此外，文献US 6,361,279 B1描述了一种翼型，该翼型具有12％(表3)和9％(表5)的最大厚度与翼弦比。然而，对于这些翼型而言，并未指示对应前缘圆圈的前缘半径r/c以及它们的圆心位置x/c和yint/c或yext/c。而是，最大拱度位置和最大拱度与最大厚度的比值用于进一步表征这些翼型。
然而，这些翼型仅仅提供受限的最大提升能力和相对较高的空气动力学阻力。此外，这些翼型仅仅提供受限的悬停和前进飞行性能。
发明内容
因此，本发明的目的是提供一种新的用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶的翼型，所述翼型为所述旋翼桨叶提供减小的空气动力学阻力、改进的最大提升能力以及改进的悬停和前进飞行性能。本发明的又一目的是提供一种新的具有如下翼型的新型旋翼桨叶，该翼型提供减小的空气动力学阻力、改进的最大提升能力以及改进的悬停和前进飞行性能。
该目的通过一种用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶的翼型来解决，所述翼型具有12％的最大厚度与弦长比并且包括权利要求1所述的特征。该目的也通过一种用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶的翼型来解决，所述翼型具有9％的最大厚度与弦长比并且包括权利要求6所述的特征。该目的进一步通过一种用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶的翼型来解决，所述翼型具有8％的最大厚度与弦长比并且包括权利要求11所述的特征。
有利的是，这些本发明的翼型借助扩展层流罩而呈现减小的空气动力学阻力。此外，改善底层最大提升能力。此外，由于对于拱起线施加的改变会围绕翼型的四分之一翼弦的接受更加不利的、即机头朝下的静态俯仰力矩，这是因为数值模拟和风洞测量所观测到的动态负载证明保留在那些现有技术翼型内。
更确切的说，本发明的翼型由于在上侧、即外弧上的扩展层流罩行进长度而呈现与现有技术翼型相比减小的空气动力学阻力。这通过改进的前缘几何形状并且通过在下游位置处、即朝向翼型的尾缘引入良好限定的主压力恢复来实现。这些措施进一步使得减小吸力峰值并且由此允许中等马赫数下的较高最大升力系统以及减少在较高升力系数下的超音速激波。此外，应用本发明的翼型为旋转机翼飞行器的给定旋翼提供改进的悬停和前进飞行性能。
较佳的是，至少一个本发明翼型、更佳的是至少两个本发明翼型以及优选地是所有的本发明翼型应用于给定旋转机翼飞行器的单个旋翼桨叶。换言之，此种单个旋翼桨叶在其径向延伸部的不同位置处设有不同的几何形状。这些不同位置之间的区域较佳地设有由于对应的相邻翼型之间插值产生的几何形状。
更确切的说，根据本发明的一个方面，用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶的翼型在前缘和尾缘之间包括外弧和内弧，该翼型具有12％的最大厚度与翼弦比。内弧由预定内弧坐标数值对x/c、yint/c所限定，而外弧由预定外弧坐标数值对x/c、yext/c所限定。在其中，x是沿着翼型的翼弦线从前缘至尾缘的距离，c是翼型在翼弦方向上的长度，yint是翼弦线和相应的内弧表面之间的距离，而yext是翼弦线和相应的外弧表面之间的距离。预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和预定外弧坐标数值对x/c、yext/c根据以下的表1所限定。
表1：
预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和预定外弧坐标数值对x/c、yext/c中的每个的最大误差较佳地等于±3％。
根据本发明的较佳实施例，设有用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶的翼型，该翼型具有在从9％至15％范围内的最大厚度与翼弦比，并且该翼型包括内弧坐标数值对和外弧坐标数值对，该内弧坐标数值对和外弧坐标数值对基于参考翼型来确定，该参考翼型由如上所述的具有12％的最大厚度与翼弦比的翼型所限定。
根据本发明的又一较佳实施例，前缘圆圈的相关联前缘半径总计r/c＝0.01314，该前缘半径在如上所述的具有12％的最大厚度与翼弦比的翼型的前缘处限定基础曲率。该前缘圆圈使其相关联的圆心位于x/c＝0.01314和yint/c＝yext/c＝0.00000处。
根据本发明的又一较佳实施例，尾缘凸片设置在翼型的尾缘处。该尾缘凸片由至少基本上平直且平行的内弧和外弧所限定。
根据本发明的又一较佳实施例，该尾缘凸片包括该翼型在翼弦方向上长度的2％至10％范围内的长度，且相对于该翼型的翼弦线具有±5°的最大倾斜误差。
根据本发明的另一个方面，用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶的翼型在前缘和尾缘之间包括外弧和内弧，该翼型具有9％的最大厚度与翼弦比。内弧由预定内弧坐标数值对x/c、yint/c所限定，而外弧由预定外弧坐标数值对x/c、yext/c所限定。在其中，x是沿着翼型的翼弦线从前缘至尾缘的距离，c是翼型在翼弦方向上的长度，yint是翼弦线和相应的内弧表面之间的距离，而yext是翼弦线和相应的外弧表面之间的距离。预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和预定外弧坐标数值对x/c、yext/c根据以下的表2所限定。
表2：
预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和预定外弧坐标数值对x/c、yext/c中的每个的最大误差较佳地总计±3％。
根据本发明的较佳实施例，设有用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶的翼型，该翼型具有在从7％至12％范围内的最大厚度与翼弦比，并且该翼型包括内弧坐标数值对和外弧坐标数值对，该内弧坐标数值对和外弧坐标数值对基于参考翼型来确定，该参考翼型由如上所述的具有9％的最大厚度与翼弦比的翼型所限定。
根据本发明的又一较佳实施例，前缘圆圈的相关联前缘半径总计r/c＝0.00481，该前缘半径在如上所述的具有9％的最大厚度与翼弦比的翼型的前缘处限定底层曲率。该前缘圆圈使其相关联的圆心位于x/c＝0.00481和yint/c＝yext/c＝0.00008处。
根据本发明的又一较佳实施例，尾缘凸片设置在翼型的尾缘处。该尾缘凸片由至少基本上平直且平行的内弧和外弧所限定。
根据本发明的又一较佳实施例，该尾缘凸片包括该翼型在翼弦方向上长度的2％至10％范围内的长度，且相对于该翼型的翼弦线具有±5°的最大倾斜误差。
根据本发明的又一方面，用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶的翼型在前缘和尾缘之间包括外弧和内弧，该翼型具有8％的最大厚度与翼弦比。内弧由预定内弧坐标数值对x/c、yint/c所限定，而外弧由预定外弧坐标数值对x/c、yext/c所限定。在其中，x是沿着翼型的翼弦线从前缘至尾缘的距离，c是翼型在翼弦方向上的长度，yint是翼弦线和相应的内弧表面之间的距离，而yext是翼弦线和相应的外弧表面之间的距离。预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和预定外弧坐标数值对x/c、yext/c根据以下的表3所限定。
表3：
预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和预定外弧坐标数值对x/c、yext/c中的每个的最大误差较佳地总计±3％。
根据本发明的较佳实施例，设有用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶的翼型，该翼型具有在从6％至10％范围内的最大厚度与翼弦比，并且该翼型包括内弧坐标数值对和外弧坐标数值对，该内弧坐标数值对和外弧坐标数值对基于参考翼型来确定，该参考翼型由如上所述的具有8％的最大厚度与翼弦比的翼型所限定。
根据本发明的又一较佳实施例，前缘圆圈的相关联前缘半径等于r/c＝0.00502，该前缘半径在如上所述的具有8％的最大厚度与翼弦比的翼型的前缘处限定底层曲率。该前缘圆圈使其相关联的圆心位于x/c＝0.00502和yint/c＝yext/c＝0.00028处。
根据本发明的又一较佳实施例，尾缘凸片设置在翼型的尾缘处。该尾缘凸片由至少基本上平直且平行的内弧和外弧所限定。
根据本发明的又一较佳实施例，该尾缘凸片包括该翼型在翼弦方向上长度的2％至10％范围内的长度，且相对于该翼型的翼弦线具有±5°的最大倾斜误差。
本发明的上述目的也通过旋转机翼飞行器的旋翼桨叶来解决，该旋翼桨叶包括至少一个上述翼型。
因此，能制造新的旋翼桨叶且尤其是新的主旋翼桨叶，该旋翼桨叶且尤其是主旋翼桨叶允许改进旋转机翼飞行器、尤其是直升飞机的主旋翼的总体性能，同时维持该主旋翼的诸如动态失速之类的有利非定常特征。有利的是，此种新的主旋翼桨叶能通过在沿着这些主旋翼桨叶的特定径向位置处应用本发明的翼型而设有特定的几何形状。
附图说明
通过参照附图的下文描述借助示例来概括本发明的较佳实施例。在这些附图中，相同或功能上相同的部件和元件由相同的附图标号和符号来标示，因此在以下描述中仅仅描述一次。
图1示出旋转机翼飞行器的旋翼桨叶的截面视图，该主旋翼所具有的翼型具有12％的最大厚度与翼弦比，
图2示出图1所示旋翼桨叶的截面视图，该主旋翼所具有的翼型具有9％的最大厚度与翼弦比，
图3示出图1所示旋翼桨叶的截面视图，该主旋翼所具有的翼型具有8％的最大厚度与翼弦比，
图4示出用于图1至图3所示翼型的最大升力系数图，
图5示出用于图1至图3所示翼型的最大升力与阻力比值图，
图6示出图2所示翼型的压力系数图，以及
图7示出针对具有图1和图2所示翼型的旋翼桨叶的旋翼品质因素。
具体实施方式
图1示出旋转机翼飞行器的旋翼桨叶1，该旋翼桨叶设有根据本发明的第一方面的翼型1a。该翼型1a较佳地包括12％的最大厚度与翼弦比。
说明性地是，翼型1a包括前缘3a和尾缘3b，该前缘和尾缘说明性地设置在翼型1a的翼型翼弦线2上。该翼型1a说明性地进一步包括内弧4a和外弧4b，该内弧和外弧在前缘3a和尾缘3b之间延伸。内弧4a由预定内弧坐标数值对x/c、yint/c所限定，而外弧4b由预定外弧坐标数值对x/c、yext/c所限定。在其中，x是沿着翼弦线2从前缘3a至尾缘3b的距离，c是翼型1a在翼弦方向上的长度，yint是翼弦线2和相应的内弧表面之间的距离，而yext是翼弦线2和相应的外弧表面之间的距离。
根据本发明的一个方面，包括12％的最大厚度与翼弦比的翼型1a的预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和预定外弧坐标数值对x/c、yext/c根据上述的表1所限定。较佳的是，这些预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和这些预定外弧坐标数值对x/c、yext/c中的每个的最大误差等于±3％。
较佳的是，该翼型1a的预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和预定外弧坐标数值对x/c、yext/c基于相关联的前缘圆圈2a在前缘3a的区域中确定，该前缘圆圈由此限定翼型1a在前缘3a处的基础曲率。该相关联的前缘圆圈2a较佳地包括具有r/c＝0.01314的半径r。该前缘圆圈2a的圆心较佳地位于x/c＝0.01314和yint/c＝yext/c＝0.00000处。
较佳的是，上述前缘圆圈尺寸的每一个的最大误差等于±5％。这类似地适用于本专利申请中描述的所有前缘圆圈尺寸。
根据本发明的一个方面，尾缘3b设有相关联的尾缘凸片2b。该尾缘凸片较佳地由至少基本上平直且平行的内弧4a和外弧4b所限定。较佳的是，该尾缘凸片2b包括该翼型1a在翼弦方向上长度的2％至10％范围内的长度，且相对于该翼型1a的翼弦线2具有±5°的最大倾斜误差。
预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和预定外弧坐标数值对x/c、yext/c是示例性地在翼型坐标系统5中进行说明，其中x/c数值在x轴线5a上标示，而yint/c和yext/c在y轴线上标示。因此，翼型1a的最大厚度6的翼弦方向位置基于上述表1在位置x/c＝0.284处说明。
应注意的是，上述表1借助示例相对于具有12％的最大厚度与翼弦比的翼型1a说明。然而，该翼型1a且由此表1也可用作用于限定具有其它最大厚度与翼弦比的用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶的其它翼型的参照。根据本发明的一个方面，翼型1a用作参考翼型，该参考翼型用于确定包括在从9％至15％范围内的最大厚度与翼弦比的翼型的内弧坐标数值对和外弧坐标数值对。
更确切的说，翼型1a在位置x/c＝0.284处的12％的最大厚度与翼弦比通过将在该位置x/c＝0.284处根据表1的数值|yext|和|yint|的加和除以翼型1a在翼弦方向上的长度来获得。在这里，|yint|限定大约28.5％的最大厚度，而|yext|限定大约71.5％的最大厚度。如果现在借助示例应实现15％的最大厚度与翼弦比，则将在位置x/c＝0.284处根据表1的数值|yext|和|yint|进行重新标度以使得在该位置x/c＝0.284处根据表1的数值|yext|和|yint|的加和除以翼型1a在翼弦方向上的长度等于15％，其中，|yint|仍限定大约28.5％的最大厚度，而|yext|限定大约71.5％的最大厚度。然后，将此种重新标度对应地应用于表1的所有其它数值，以获得具有15％的最大厚度与翼弦比的翼型。
应注意的是，为了获得具有15％的最大厚度与翼弦比的翼型而进行的重新标度在上文仅仅借助示例进行了描述，并且能类似地应用于在本专利申请中描述的所有其它翼型和最大厚度与翼弦比。然而，出于简明扼要起见，针对其它翼型和最大厚度与翼弦比的此种重新标度在下文将不进行重复解释。
图2示出图1的旋翼桨叶1，该旋翼桨叶现设有根据本发明第二方面的翼型1b而非图1所示翼型1a。然而，出于简明扼要起见，下文将仅仅详细地描述该翼型1b和图1所示翼型1a之间的差异。
与图1所示的翼型1a相比，该翼型1b较佳地包括9％的最大厚度与翼弦比，且翼型1b的预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和预定外弧坐标数值对x/c、yext/c根据上述表2所限定，其中，c现在是翼型1b在翼弦方向上的长度。翼型1b的最大厚度6的翼弦方向位置基于上述表2在位置x/c＝0.349处说明。
此外，虽然类似于图1所示翼型1a，该翼型1b的预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和预定外弧坐标数值对x/c、yext/c基于前缘圆圈2a在前缘3a的区域中确定，但该前缘圆圈现在较佳地包括具有r/c＝0.00481的半径r。该翼型1b的前缘圆圈2a的圆心现在较佳地位于x/c＝0.00481和yext/c＝0.00008处。
最后，应注意的是，上述表2借助示例相对于具有9％的最大厚度与翼弦比的翼型1b说明。然而，该翼型1b且由此表2也可用作用于限定具有其它最大厚度与翼弦比的用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶的其它翼型的参照。根据本发明的一个方面，翼型1b用作参考翼型，该参考翼型用于确定包括在从7％至12％范围内的最大厚度与翼弦比的翼型的内弧坐标数值对和外弧坐标数值对。
图3示出图1的旋翼桨叶1，该旋翼桨叶现设有根据本发明第三方面的翼型1c而非图1所示翼型1a。然而，出于简明扼要起见，下文将仅仅详细地描述该翼型1c和图1所示翼型1a之间的差异。
与图1所示的翼型1a相比，该翼型1c较佳地包括8％的最大厚度与翼弦比，且翼型1c的预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和预定外弧坐标数值对x/c、yext/c根据上述表3所限定，其中，c现在是翼型1c在翼弦方向上的长度。翼型1c的最大厚度6的翼弦方向位置基于上述表3在位置x/c＝0.353处说明。
此外，虽然类似于图1所示翼型1a、该翼型1c的预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和预定外弧坐标数值对x/c、yext/c基于前缘圆圈2a在前缘3a的区域中确定，但该前缘圆圈现在较佳地包括具有r/c＝0.00502的半径r。该翼型1c的前缘圆圈2a的圆心现在较佳地位于x/c＝0.00502和yext/c＝0.00028处。
最后，应注意的是，上述表3借助示例相对于具有8％的最大厚度与翼弦比的翼型1c说明。然而，该翼型1c且由此表3也可用作用于限定具有其它最大厚度与翼弦比的用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶的其它翼型的参照。根据本发明的一个方面，翼型1c用作参考翼型，该参考翼型用于确定包括在从6％至10％范围内的最大厚度与翼弦比的翼型的内弧坐标数值对和外弧坐标数值对。
在下文，将上述根据图1至图3的本发明翼型与传统的翼型进行比较。借助示例，将文献US 6,361,279 B1中分别根据表3和表5的具有12％和9％的最大厚度与翼弦比的翼型选作传统的翼型。
图4示出最大升力系数图表7，该最大升力系数图表具有标示在最大升力系数轴线7b上的最大升力系数Cl,max，这些最大升力系数绘制在标示于马赫数轴线7a的马赫数上。该最大升力系数图表7说明三个示例性旋翼桨叶翼型特征曲线8a、9a、10a，这些特征曲线用于示出当应用图1至图3的翼型1a、1b、1c时在操作中能获得的最大升力系数。更确切的说，特征曲线8a说明图1所示12％翼型1a的最大升力系数，特征曲线9a说明图2所示9％翼型1b的最大升力系数，而特征曲线10a说明图3所示8％翼型1c的最大升力系数。
该最大升力系数图表7进一步说明两个示例性旋翼桨叶翼型特征曲线8b、9b，这些特征曲线用于示出在应用传统翼型时在操作中能获得的最大升力系数。更确切的说，特征曲线8b说明传统的12％翼型的最大升力系数，特征曲线9b说明传统的9％翼型的最大升力系数。
图4意图允许在特征曲线8a和8b以及9a和9b之间进行比较。例如能从该比较中观察到的是，在针对12％翼型从0.3至0.6而针对9％翼型相应地从0.4至0.6的所说明马赫数范围中，与对应的传统翼型相比，利用图1所示12％翼型1a和图2所示9％翼型1b能获得较高的最大升力系数。此外，甚至图3所示的8％翼型1c也允许在从0.4至0.6的所说明马赫数范围中、获得与利用传统9％翼型所获得的那些最大升力系数相比较高的最大升力系数，这例如能从对特征曲线10a和9b的比较中观察到。
图5示出最大升力与阻力比图表11，该最大升力与阻力比图表具有标示在最大升力与阻力比轴线11b上的最大升力与阻力比L/Dmax，这些最大升力与阻力比绘制在标示于马赫数轴线11a的马赫数上。该最大升力与阻力比图表11说明三个示例性旋翼桨叶翼型特征曲线12a、13a、14a，这些特征曲线用于示出当应用图1至图3的翼型1a、1b、1c时在操作中能获得的最大升力与阻力比。更确切的说，特征曲线12a说明图1所示12％翼型1a的最大升力与阻力比，特征曲线13a说明图2所示9％翼型1b的最大升力与阻力比，而特征曲线14a说明图3所示8％翼型1c的最大升力与阻力比。
该最大升力与阻力比图表11进一步说明两个示例性旋翼桨叶翼型特征曲线12b、13b，这些特征曲线用于示出在应用传统翼型时在操作中能获得的最大升力与阻力比。更确切的说，特征曲线12b说明传统的12％翼型的最大升力与阻力比，特征曲线13b说明传统的9％翼型的最大升力与阻力比。
图5意图允许在特征曲线12a和12b以及13a和13b之间进行比较。例如能从该比较中观察到的是，在从0.3至0.6的所说明马赫数范围中，与对应的传统翼型相比，利用图1所示12％翼型1a和图2所示9％翼型1b能获得较高的最大升力与阻力比。此外，甚至图3所示的8％翼型1c也允许在除了马赫数0.5以外从0.3至0.6的所说明马赫数范围中、获得与利用传统9％翼型所获得的那些最大升力与阻力比相比较高的最大升力与阻力比，这例如能从对特征曲线14a和13b的比较中观察到。
图6示出压力系数图表15，该压力系数图表具有标示在压力系数轴线15b上的压力系数Cp，这些压力系数绘制在标示于翼弦轴线15a上的底层翼弦长度上。该压力系数图表15说明两个示例性旋翼桨叶翼型特征曲线16a、16c，用以示出当应用图2所示翼型1b时在操作中能获得的压力系数。更确切的说，特征曲线16a说明在图2所示9％翼型1b的外弧4b处获得的压力系数，而特征曲线16c说明在图2所示9％翼型1b的内弧4a处获得的压力系数。
该压力系数图表15进一步说明两个示例性旋翼桨叶翼型特征曲线16b、16d，这些特征曲线用于示出在应用传统翼型时在操作中能获得的压力系数。更确切的说，特征曲线16b说明在传统的9％翼型的外弧处获得的压力系数，而特征曲线16d说明在传统的9％翼型的内弧处获得的压力系数。
图6意图允许在特征曲线16a和16b以及16c和16d之间进行比较。例如具体地能从特征曲线16a和16b的比较中观察到的是，在图2所示9％翼型1b的外弧4b上的吸力峰值17b显著地小于传统的9％翼型的外弧上的吸力峰值，由此允许如图4所示在中等马赫数下的较高最大升力系数并且进一步允许在较高升力系数下减少超音速激波。此外，与传统的9％翼型相比，在图2所示9％翼型1b的外弧的下游位置处引入几何限定的主压力恢复17a，由此允许由于在图2所示9％翼型1b的外弧4b上的扩展层流罩行进长度而减小空气动力学阻力。
图7示出具有品质因素FM的旋翼品质因素18，这些品质因素标示在品质因素轴线18b上并且绘制在标示于桨叶加载轴线18a上的桨叶加载数值CT/σ上。旋翼品质因素18说明示例性旋翼桨叶特征曲线19a，用以示出当在单个旋翼桨叶、例如图1和图2的旋翼桨叶1中应用图1所示12％翼型1a和图2所示9％翼型时、在操作中能获得的品质因素数值。旋翼品质因素18进一步说明示例性旋翼桨叶特征曲线19b，用以示出当在单个旋翼桨叶中应用传统的9％和12％翼型时、在操作中能获得的品质因素数值。
当比较特征曲线19a、19b时，可观察到的是，能实现大约1％的增益20。此外，具有图1所示12％翼型1a和图2所示9％翼型1b的单个旋翼桨叶能进一步根据本发明的一个方面通过将图3所示8％翼型1c应用在该旋翼桨叶的对应桨叶梢端区域中得以改进，以缓解在高速前进飞行的情形中该单个旋翼桨叶在操作中在相应地行进桨叶侧处的超音速激波。更确切地说，在示例性旋翼上以图1和图2所示9％和12％翼型1a、1b(具有相同的平面形状、扭曲和径向厚度分布)来更换传统的9％和12％翼型有利地在‘品质因素’方面产生改进的悬停性能。
应注意的是，对于上述实施例的修改落在本领域技术人员的公知常识内，并且因此也被认为是本发明的一部分。例如，根据上述图1至图3，旋转机翼飞行器的旋翼桨叶1分别设有翼型1a、1b、1c的一个。然而，例如上文参照图7所描述地那样，该旋翼桨叶1可类似地设有翼型1a、1b、1c的两个以及所有三个翼型1a、1b、1c。
附图标记列表
1 旋翼桨叶
1a 12％旋翼桨叶翼型
1b 9％旋翼桨叶翼型
1c 8％旋翼桨叶翼型
2 翼型翼弦
2a 前缘圆圈
2b 尾缘凸片
3a 翼型前缘
3b 翼型尾缘
4a 内弧
4b 外弧
5 翼型坐标系统
5a x轴线
5b y轴线
6 最大厚度
7 最大升力系数图表
7a 马赫数轴线
7b 最大升力系数轴线
8a 12％旋翼桨叶翼型特征曲线
8b 传统的12％旋翼桨叶翼型特征曲线
9a 9％旋翼桨叶翼型特征曲线
9b 传统的9％旋翼桨叶翼型特征曲线
10a 8％旋翼桨叶翼型特征曲线
11 最大升力与阻力比图表
11a 马赫数轴线
11b 最大升力与阻力比轴线
12a 12％旋翼桨叶翼型特征曲线
12b 传统的12％旋翼桨叶翼型特征曲线
13a 9％旋翼桨叶翼型特征曲线
13b 传统的9％旋翼桨叶翼型特征曲线
14a 8％旋翼桨叶翼型特征曲线
15 压力系数图表
15a 翼弦轴线
15b 压力系数轴线
16a 9％旋翼桨叶翼型外弧特征曲线
16b 传统的9％旋翼桨叶翼型外弧特征曲线
16c 9％旋翼桨叶翼型内弧特征曲线
16d 传统的9％旋翼桨叶翼型内弧特征曲线
17a 主压力恢复位置
17b 吸力峰值位置
18 旋翼品质因素
18a 桨叶加载轴线
18b 品质因素轴线
19a 具有9％和12％翼型特征曲线的旋翼桨叶
19b 具有9％和12％翼型特征曲线的传统旋翼桨叶
20 品质因素的1％增益

Claims (16)

1.一种用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶(1)的翼型(1a)，所述翼型(1a)具有12％的最大厚度与翼弦比并且在前缘(3a)和尾缘(3b)之间包括外弧(4b)和内弧(4a)，所述内弧(4a)由预定内弧坐标数值对x/c、yint/c所限定，而所述外弧(4b)由预定外弧坐标数值对x/c、yext/c所限定，其中，x是沿着所述翼型(1a)的翼弦线(2)从所述前缘(3a)至所述尾缘(3b)的距离，c是所述翼型(1a)在翼弦方向上的长度，yint是所述翼弦线(2)和相应的内弧表面之间的距离，而yext是所述翼弦线(2)和相应的外弧表面之间的距离，其特征在于，所述预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和所述预定外弧坐标数值对x/c、yext/c根据以下所限定：
其中，所述预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和所述预定外弧坐标数值对x/c、yext/c中的每个的最大误差等于±3％。
2.一种用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶(1)的翼型，所述翼型具有在从9％至15％范围内的最大厚度与翼弦比，并且包括基于参考翼型(1a)确定的内弧坐标数值对和外弧坐标数值对，所述参考翼型(1a)由根据权利要求1所述的翼型(1a)所限定。
3.如权利要求1所述的翼型(1a)，其特征在于，在所述翼型(1a)的所述前缘(3a)处限定底层曲率的前缘圆圈(2a)的相关联的前缘半径等于r/c＝0.01314，所述前缘圆圈(2a)使其相关联的圆心位于x/c＝0.01314和yint/c＝yext/c＝0.00000处。
4.如权利要求1所述的翼型(1a)，其特征在于，尾缘凸片(2b)设置在所述翼型(1a)的所述尾缘(3b)处，所述尾缘凸片(2b)由至少基本上平直且平行的内弧(4a)和外弧(4b)所限定。
5.如权利要求4所述的翼型(1a)，其特征在于，所述尾缘凸片(2b)包括所述翼型(1a)在翼弦方向上的所述长度的2％至10％范围内的长度，且相对于所述翼型(1a)的所述翼弦线(2)具有±5°的最大倾斜误差。
6.一种用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶(1)的翼型(1b)，所述翼型(1b)具有9％的最大厚度与翼弦比并且在前缘(3a)和尾缘(3b)之间包括外弧(4b)和内弧(4a)，所述内弧(4a)由预定内弧坐标数值对x/c、yint/c所限定，而所述外弧(4b)由预定外弧坐标数值对x/c、yext/c所限定，其中，x是沿着所述翼型(1b)的翼弦线(2)从所述前缘(3a)至所述尾缘(3b)的距离，c是所述翼型(1b)在翼弦方向上的长度，yint是所述翼弦线(2)和相应的内弧表面之间的距离，而yext是所述翼弦线(2)和相应的外弧表面之间的距离，其特征在于，所述预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和所述预定外弧坐标数值对x/c、yext/c根据以下所限定：
其中，所述预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和所述预定外弧坐标数值对x/c、yext/c中的每个的最大误差等于±3％。
7.一种用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶(1)的翼型，所述翼型具有在从7％至12％范围内的最大厚度与翼弦比，并且包括基于参考翼型(1b)确定的内弧坐标数值对和外弧坐标数值对，所述参考翼型(1b)由根据权利要求6所述的翼型(1b)所限定。
8.如权利要求6所述的翼型(1b)，其特征在于，在所述翼型(1b)的所述前缘(3a)处限定底层曲率的前缘圆圈(2a)的相关联的前缘半径总计r/c＝0.00481，所述前缘圆圈(2a)使其相关联的圆心位于x/c＝0.00481和yint/c＝yext/c＝0.00008处。
9.如权利要求6所述的翼型(1b)，其特征在于，尾缘凸片(2b)设置在所述翼型(1b)的所述尾缘(3b)处，所述尾缘凸片(2b)由至少基本上平直且平行的内弧(4a)和外弧(4b)所限定。
10.如权利要求9所述的翼型(1b)，其特征在于，所述尾缘凸片(2b)包括所述翼型(1b)在翼弦方向上的所述长度的2％至10％范围内的长度，且相对于所述翼型(1b)的所述翼弦线(2)具有±5°的最大倾斜误差。
11.一种用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶(1)的翼型(1c)，所述翼型(1c)具有8％的最大厚度与翼弦比并且在前缘(3a)和尾缘(3b)之间包括外弧(4b)和内弧(4a)，所述内弧(4a)由预定内弧坐标数值对x/c、yint/c所限定，而所述外弧(4b)由预定外弧坐标数值对x/c、yext/c所限定，其中，x是沿着所述翼型(1c)的翼弦线(2)从所述前缘(3a)至所述尾缘(3b)的距离，c是所述翼型(1c)在翼弦方向上的长度，yint是所述翼弦线(2)和相应的内弧表面之间的距离，而yext是所述翼弦线(2)和相应的外弧表面之间的距离，其特征在于，所述预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和所述预定外弧坐标数值对x/c、yext/c根据以下所限定：
其中，所述预定内弧坐标数值对x/c、yint/c和所述预定外弧坐标数值对x/c、yext/c中的每个的最大误差等于±3％。
12.一种用于旋转机翼飞行器的旋翼桨叶(1)的翼型，所述翼型具有在从6％至10％范围内的最大厚度与翼弦比，并且包括基于参考翼型(1c)确定的内弧坐标数值对和外弧坐标数值对，所述参考翼型(1c)由根据权利要求11所述的翼型(1c)所限定。
13.如权利要求11所述的翼型(1c)，其特征在于，在所述翼型(1c)的所述前缘(3a)处限定底层曲率的前缘圆圈(2a)的相关联的前缘半径等于r/c＝0.00502，所述前缘圆圈(2a)使其相关联的圆心位于x/c＝0.00502和yint/c＝yext/c＝0.00028处。
14.如权利要求11所述的翼型(1c)，其特征在于，尾缘凸片(2b)设置在所述翼型(1c)的所述尾缘(3b)处，所述尾缘凸片(2b)由至少基本上平直且平行的内弧(4a)和外弧(4b)所限定。
15.如权利要求14所述的翼型(1c)，其特征在于，所述尾缘凸片(2b)包括所述翼型(1c)在翼弦方向上的所述长度的2％至10％范围内的长度，且相对于所述翼型(1c)的所述翼弦线(2)具有±5°的最大倾斜误差。
16.一种旋转机翼飞行器的旋翼桨叶(1)，所述旋翼桨叶(1)包括根据前述权利要求中任一项所述的至少一个翼型(1a、1b、1c)。
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