CN108698687A - 用于通过自动旋转来产生升力的旋翼机旋翼叶片 - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于通过自动旋转来产生升力的旋翼机旋翼叶片，该旋翼机旋翼叶片包括根侧的内轮廓区域（9）、尖侧的主轮廓区域（10）和轮廓深度曲线（22），根侧的内轮廓区域（9）具有第一轮廓（21c），尖侧的主轮廓区域（10）具有不同于第一轮廓（21c）的第二轮廓（21e），轮廓深度曲线（22）从叶根（2）的区域朝叶尖（3）在旋翼机旋翼叶片（1）的纵向方向上单调下降。根据本发明，旋翼机旋翼叶片（1）具有扭曲，该扭曲具有从叶根（2）的区域朝叶尖（3）的方向单调下降的扭曲曲线（23），其中扭曲曲线（23）在内轮廓区域（9）和/或主轮廓区域（10）中具有可变的斜率，因此扭曲曲线（23）在此区域（9、10）中凹形地弯曲。

Description

用于通过自动旋转来产生升力的旋翼机旋翼叶片

技术领域

本发明涉及用于通过自动旋转来产生升力的旋翼机旋翼叶片。旋翼机旋翼叶片包括根侧的内轮廓区域，该根侧的内轮廓区域具有第一轮廓。此外，旋翼机旋翼叶片具有主轮廓区域，该主轮廓区域具有不同于第一轮廓的第二轮廓。而且，旋翼机旋翼叶片具有轮廓深度曲线，该轮廓深度曲线从叶根的区域朝叶尖的方向、在旋翼机旋翼叶片的纵向方向上单调下降。

背景技术

与直升机对比，旋翼机的旋翼并不是被驱动，而是通过相对气流来开始旋转并被称为自动旋转。为了产生相对气流，旋翼机包括螺旋桨，该螺旋桨通过电机驱动、产生前进运动并且通过旋翼机穿过相对气流的周围空气的运动来形成。由于旋翼机旋翼叶片并不是被驱动的，所以不需要直升飞机通常需要的转矩补偿尾桨。此外，由于旋翼机旋翼处于自动旋转，旋翼机具有高水平的故障安全操作，并因此在螺旋桨故障的情况下，旋翼机旋翼仍然处于自动旋转，而着陆则类似于滑翔机的着陆并相对安全。

为了产生自动旋转，旋翼机旋翼的旋翼机旋翼叶片从风量吸取能量，风量从底部朝顶部流动、穿过旋翼机旋翼扫过的区域，并将此能量转化成（自动）旋转和升力。在此情况下，重要的是注意与旋翼机旋翼的旋转轴相邻的旋翼机旋翼叶片的内区域用于驱动自动旋转，即该内区域使旋翼机旋翼叶片加速。远离旋转轴的旋翼机旋翼叶片的外区域用于使自动旋转减速。然而，由于旋翼机旋翼叶片较高的旋转速度，该外区域还产生最大的升力。在旋翼机旋翼叶片的运动期间，还产生空气阻力，该空气阻力取决于旋翼机旋翼叶片穿过周围空气的速度（有效迎面风速）以及旋翼机旋翼叶片的形状。较高的流速导致较大的空气阻力。空气阻力还取决于升力。旋翼机旋翼叶片的区域产生的升力越大，空气阻力也越大。因此，总的来说，空气阻力朝旋翼机旋翼叶片的叶尖的方向强烈地增大。

GB 452 366 A描述了用于旋翼机的旋翼叶片。文中公开了具有基本上矩形的旋翼叶片。在此情况下，横截面轮廓能够沿旋翼叶片的长度而变化。此类型的旋翼叶片的缺点在于其具有较大的空气阻力。

发明内容

因此，由本发明解决的问题在于制造具有较小空气阻力的旋翼机旋翼叶片。

通过具有独立权利要求1特征的用于旋翼机的旋翼机旋翼叶片来解决此问题。

提供用于通过自动旋转来产生升力的旋翼机旋翼叶片，该旋翼机旋翼叶片包括内轮廓区域和主轮廓区域。而且旋翼机旋翼叶片优选具有径向向外逐渐变尖的俯视平面。穿过旋翼机旋翼叶片、尤其是在相对于纵向方向的90°角处的横截面，被称为旋翼机旋翼叶片的轮廓。将各个轮廓沿着从叶根到叶尖的限定线和/或限定曲线彼此相邻的布局被称为轮廓列板。

此外，旋翼机旋翼叶片具有前缘和后缘，前缘在旋翼机旋翼的自动旋转期间带头，后缘在旋翼机旋翼的自动旋转期间拖曳。前缘和后缘划分旋翼机旋翼叶片的俯视平面。前缘和后缘之间的距离（尤其是在相对于纵向方向的90°角处）被称为轮廓深度。

此外，旋翼机旋翼叶片具有低压侧和高压侧，在旋翼机的正常飞行状态期间在低压侧上形成低压，在旋翼机的正常飞行状态期间在高压侧上形成高压。在此情况下，低压侧可以被设计为旋翼机旋翼叶片的凸形表面，而高压侧可以被设计为基本上平坦的表面。然而，具体地，进场空气的位移效应以这样的方式通过旋翼机旋翼叶片的轮廓来实施，该方式即当空气围绕旋翼机旋翼叶片流动时，在旋翼机旋翼叶片的顶侧（也就是低压侧）的气流通常比旋翼机旋翼叶片的下侧（也就是高压侧）的气流加速得更快。根据伯努利定律，压力分布设置对应于局部流速，其中顶侧和下侧之间所得的压力差产生旋翼机旋翼叶片的升力。这产生整个旋翼机旋翼的升力以及因此旋翼机的升力。在这种情况下，此前述的压力分布取决于旋翼机旋翼叶片的具体轮廓。例如，如果轮廓以这样的方式变化，则升力例如能够增大，该方式即在低压侧上方的空气气流的局部速度提高。因此，旋翼机旋翼叶片的空气动力学特性（尤其是其飞行性能）取决于旋翼机旋翼叶片的轮廓。

旋翼机旋翼叶片还包括具有第一轮廓的根侧的内轮廓区域。此第一轮廓还能够例如沿内轮廓区域的整个长度延伸。此外，旋翼机旋翼叶片具有尖侧的主轮廓区域，尖侧的主轮廓区域具有不同于第一轮廓的第二轮廓。该第二轮廓还能够例如沿主轮廓区域的整个长度延伸。在旋翼机旋翼叶片上的不同气流能够通过旋翼机旋翼叶片的至少两个不同轮廓来解决。

此外，旋翼机旋翼叶片具有位于叶根处和/或与叶根相邻的内轮廓区域、位于叶尖处和/或与叶尖相邻的外轮廓区域、以及/或者在叶根和叶尖之间的主轮廓区域。因此，内轮廓区域、主轮廓区域和外轮廓区域从叶根直至叶尖相继地排列。在此情况下，内轮廓区域、外轮廓区域和/或主轮廓区域分别具有尤其不同的轮廓。此外，如上所描述，周围空气的流速围绕旋翼机旋翼叶片的区域而增大。由于三个区域，沿旋翼机旋翼叶片而不同的流速能够被解决。

而且，旋翼机旋翼叶片具有轮廓深度曲线，该轮廓深度曲线从叶根的区域朝叶尖的方向在旋翼机旋翼叶片的纵向方向上单调下降。在此情况下，轮廓深度曲线首先在最大轮廓深度处开始下降。在旋翼机旋翼叶片的端部之间的区域在叶根直至最大轮廓深度的点处仅包括固定件，旋翼机旋翼叶片借助于固定件而安装在旋翼机旋翼头上，因此该区域对飞行性能没有重大作用。

在此情况下，轮廓深度曲线是取决于从叶根的区域朝叶尖的方向在旋翼机旋翼叶片的纵向方向的轮廓深度。轮廓深度曲线因此能够表示为（例如）图表、函数、映像或在笛卡尔坐标系统中的关系。在此情况下，从叶根到叶尖的纵向方向被标绘在x轴。例如，可以在叶根的区域中选择x=0，尤其是在旋翼机旋翼叶片的最大轮廓深度处。然后，旋翼机旋翼叶片的纵向方向被标绘在正x值的方向上。轮廓深度能够例如标绘为y值。轮廓深度曲线则是取决于x值或纵向方向的轮廓深度的函数。轮廓深度曲线因此是笛卡尔坐标系统中的图表或示意图，并且因此能够在任何点处读取旋翼机旋翼叶片的轮廓深度，例如，位于从叶根朝叶尖的方向具有一定距离的地方。

所以，单调下降的轮廓深度曲线描述了旋翼机旋翼叶片，该旋翼机旋翼叶片的轮廓深度从叶根（尤其是从最大轮廓深度）朝叶尖的方向单调下降。

在此情况下，轮廓深度能够从叶根至叶尖线性地、抛物线地和/或指数地下降。此外或可选地，后缘尤其还能够具有相对于旋翼机旋翼叶片的凸形和/或凹形。

由于旋翼机旋翼叶片绕旋翼机旋翼的旋转轴旋转，所以旋翼机旋翼叶片具有取决于半径的不同的旋转速度。围绕旋翼机旋翼叶片的区域的周围空气的流速是相对气流以及旋翼机旋翼叶片的区域的旋转速度的叠加。与旋翼机旋翼叶片逆流的空气流速因此随着半径而提高。在此情况下，流速在叶根处最低且在叶尖处最高。此外，相对气流和旋转速度的叠加导致沿旋翼机旋翼叶片的不同入射角，在这些不同的入射角处气流撞击旋翼机旋翼叶片。

在非扭曲旋翼机旋翼叶片具有恒定的轮廓深度曲线（矩形叶片）的情况下，此旋翼叶片不适于局部不同的入射流。在此情况下，在旋翼机旋翼叶片周围的气流根据局部气流状况在每个位置引起下洗。相应的下洗场因此为整个旋翼机旋翼叶片或整个旋翼机旋翼而引入。在非扭曲矩形叶片的情况下，产生的下洗场并不是有利的，旋翼机旋翼自由地旋转的能力由此被削弱并产生旋翼机旋翼的相应空气阻力。

当轮廓深度朝叶尖方向减小时，与在旋翼叶片上的局部迎流一起产生更有利的下洗分布，使旋翼机旋翼自由地旋转的能力提升并因此减少整个旋翼机旋翼的空气阻力。由于轮廓深度朝叶尖的方向单调下降，所以在旋翼机旋翼叶片上存在不同类型的升力分布。在此情况下，轮廓深度曲线以这样的方式被设计，该方式即根据本发明的旋翼机旋翼叶片的俯视平面具有优化的下洗场以及（向外）提高的迎面风速，通常提供相同的升力，如在旋翼机旋翼叶片具有恒定的轮廓深度曲线的情况下，但是具有较小的阻力。

在此情况下，通过具有较小空气阻力的旋翼机旋翼叶片能够获得更好的飞行性能。例如，飞行持续时间以及因此旋翼机的范围能够扩大。

根据本发明，旋翼机旋翼叶片具有扭曲，扭曲具有从叶根的区域朝叶尖的方向单调下降的扭曲曲线。在此情况下，扭曲曲线能够类似于轮廓深度曲线来描述。例如，作为旋翼机旋翼叶片的扭曲的函数、示意图或图表，旋翼机旋翼叶片的扭曲取决于从叶根朝叶尖的方向的纵向方向。距离或纵向方向被再次标绘在x轴上，其中叶根的区域在x=0处，且叶尖假定为最大的（正）x值。然后，扭曲被标绘在y轴上。基于图表，因此能够在旋翼机旋翼叶片的不同点处读取旋翼机旋翼叶片的扭曲。扭曲曲线还表明旋翼机旋翼叶片是如何扭曲的。扭曲还表明角度。具有旋翼机旋翼叶片的俯仰角的扭曲表明轮廓是如何相对于旋转中的旋翼机旋翼叶片的旋转平面而定向的。

旋转平面被限定为垂直于旋翼机旋翼的旋转轴（并不考虑旋翼机旋翼叶片的拍动和摆动）。如果旋翼机旋翼叶片具有俯仰角，则旋翼机旋翼叶片绕在跨度方向上（从叶根至叶尖）延伸的纵轴旋转一定角度。俯仰角是旋翼叶片固定限定的基准面与旋转平面之间的角。

扭曲本身表明局部轮廓截面相对于基准面扭曲的角度。俯仰角连同扭曲形成局部几何迎角。由于扭曲的存在，局部上是不同的，因此限定为弦和旋转平面之间的角。弦是轮廓的前缘点和轮廓的后缘点之间的连线，这两个点距离彼此最远。

考虑到0度的俯仰角，轮廓的扭曲角是形成具有旋转的旋翼机旋翼叶片的旋转平面的轮廓的角度。当轮廓平行地对齐于旋转平面时（在0度的俯仰角处），此扭曲角例如为0度（对于考虑之中的轮廓而言）。

而且，旋翼机旋翼叶片在纵向方向上具有扭曲，因此旋翼机旋翼叶片绕纵向方向的轴旋转。当轮廓列板中的各个轮廓排成一行时，每个处于不同的角度，就形成了扭曲。通过扭曲，能够改变与旋翼机旋翼叶片逆流的气流行为。因此，能够获得更有利的下洗分布，因此能够提升旋翼机旋翼叶片的性能，而空气阻力保持相同。由于扭曲的存在，相对于旋翼机旋翼的旋翼机旋翼叶片的旋转平面，各个轮廓的几何迎角在穿过旋翼机旋翼叶片的纵向方向上是不同的。如果扭曲角较小，（例如）则相关的轮廓基本上平行于俯仰角，或者在0度的俯仰角处，相关的轮廓基本上平行于旋翼机旋翼叶片的旋转平面。

类似于深度分布，扭曲还对局部气流状况具有实质性影响，此扭曲转而影响局部下洗，因此有利于总下洗场/基本上共同决定总下洗场。

根据本发明的扭曲产生更有利的下洗场，由此旋翼自由旋转的能力被进一步提升而且整个旋翼机旋翼的空气阻力被进一步减小。在此情况下，扭曲以这样的方式被设计，该方式即扭曲不仅改善下洗场，而且产生的下洗场以这样的方式被设计/形成，该方式即与旋翼机旋翼叶片逆流的气流是最佳的，对应于局部使用的轮廓，由此叶片轮廓进一步提升旋翼自由旋转的能力，并因此能够进一步有利于减少旋翼机旋翼的总空气阻力。

同样有利的是，在从叶根至叶尖的纵向方向上的扭曲以这样的方式被设计，该方式即后缘在低压侧的方向上被扭曲且前缘在高压侧的方向上被扭曲。在正常的飞行运行中，旋翼机旋翼叶片具有俯仰角，即前缘位于比后缘更高的地方，因此弦（前缘和后缘之间的连线）具有几何迎角。这意味着旋翼机旋翼叶片相对于旋转平面向上倾斜。

由于在根区域的流速低于在尖区域的流速，所以有利的是，由于在根区域的扭曲的存在，当轮廓的俯仰角被增大、在尖区域或朝向尖区域的俯仰角则被减小。这改善了下洗分布，由此降低旋翼机旋翼的空气阻力。因此，旋翼机旋翼叶片的性能被提升。

而且，扭曲曲线在内轮廓区域和/或主轮廓区域中具有可变的斜率。在此情况下，扭曲曲线能够在此区域凹形地弯曲。所以，扭曲曲线穿过旋翼机旋翼叶片的长度变化，这有利于旋翼机旋翼叶片的飞行性能。由于与旋翼机旋翼叶片逆流的气流在旋翼机飞行期间沿旋翼机旋翼叶片的长度是不同的，所以有利的是，扭曲还适于这些不同的空气气流。当扭曲曲线被设计为凹形地弯曲并且单调下降时，扭曲曲线靠近x轴，即扭曲角朝叶尖的方向接近0度。叶尖上的轮廓因此平行于旋转的旋翼机旋翼叶片的旋转平面（在0度的俯仰角处）。由于朝叶尖方向的湍流被减少，旋翼机旋翼叶片的飞行性能因此被提升。借助于特定的形状、轮廓、扭曲和/或俯视平面，旋翼机旋翼叶片能够适于旋翼机的特殊要求。例如，如果要缩小旋翼机的飞行范围（而油箱等保持相同）或者要运输更大的载重，则能够通过例如减小或增大轮廓深度的因子来缩放根据本发明的轮廓深度曲线。例如，该因子可以是0.8，因此通过此因子减小轮廓深度。所以，旋翼机旋翼叶片被设计为总体上更窄。可选地，该因子还可以是1.2，因此通过此因子增大轮廓深度。所以，旋翼机旋翼叶片通过此因子而更宽。该因子还可以在0.8和1.2之间的范围内。该因子还可以穿过旋翼机旋翼叶片的长度而变化。以这种方式，（例如）内轮廓区域和主轮廓区域可具有不同的因子。因此，轮廓深度曲线能够理想地适于设计目的。而且，轮廓深度曲线能够最优地适于不同的旋翼直径。例如，当旋翼机旋翼叶片的俯视平面具有较大的面积时，升力被提升，因此旋翼机旋翼叶片能够承载更高的载重。在此情况下，根据本发明的俯视平面总是为优化的下洗场构成基础，最终使旋翼机旋翼的阻力减少。利用根据本发明的旋翼机旋翼叶片获得的所有这些都提升了旋翼机旋翼叶片的飞行性能。

同样有利的是，主轮廓区域延伸穿过比内轮廓区域更长的长度。由于旋翼机旋翼叶片在主轮廓区域的旋转速度高于在内轮廓区域的旋转速度，所以主轮廓区域对旋翼机旋翼叶片的飞行性能具有更大影响。在此情况下，可以设计适应更大的主轮廓区域以更加有效。

在本发明的一个有利改进中，过渡轮廓区域位于内轮廓区域和主轮廓区域之间。此外或可选地，过渡轮廓区域能够包括第三轮廓。在此情况下，过渡轮廓区域的轮廓几何结构优选连续地变化和/或从第一轮廓平滑径向向外地变化至第二轮廓。因此，能够形成例如从第一轮廓至第二轮廓的连续和/或平滑的过渡（第一轮廓和第二轮廓不同于彼此）。因此，能够避免第一轮廓和第二轮廓之间的间断（例如，边缘和/或阶梯），使空气动力学特性能够连续过渡并因此提升旋翼机旋翼叶片的飞行性能。此外，内轮廓区域和主轮廓区域之间还可以坐落多于一个过渡轮廓区域。这些多个过渡轮廓区域还可以分别具有轮廓，其中至少两个轮廓是不同的。

此外或可选地，第二过渡轮廓区域还可位于主轮廓区域和外轮廓区域之间。因此，在旋翼机旋翼叶片周围的空气流动状况能够被更好地解决。此外，在主轮廓区域和外轮廓区域之间还能够坐落多于一个第二过渡轮廓区域。这些多个过渡轮廓区域还可以分别具有轮廓，其中至少两个轮廓是不同的。

同样有利的是，凸起位于后缘的区域中，因此旋翼机旋翼叶片朝低压侧的方向弯曲，和/或低压侧和高压侧在凸起的区域中基本上平行。借助于朝低压侧的方向弯曲的凸起，尤其从旋翼机旋翼叶片分离的空气气流能够被更好地引导到旋翼机旋翼叶片的后缘之后，由此能够降低扭转载荷。

此外，有利的是，扭曲曲线在过渡轮廓区域中具有恒定的斜率，因此扭曲曲线是直线，尤其穿过整个过渡轮廓区域。这允许空气动力学特性的连续过渡。

同样有利的是，扭曲（尤其是扭曲角）在第一过渡轮廓区域和/或第二过渡轮廓区域中的纵向方向上恒定。这简化了旋翼机旋翼叶片的设计。此外或可选地，在第一过渡轮廓区域和/或第二过渡轮廓区域中的扭曲可以比在内轮廓区域和/或在主轮廓区域中的扭曲更大。因此，轮廓区域之间的扭曲能够为彼此而被补偿或适于彼此，例如，穿过旋翼机旋翼叶片的纵向方向上的短距离。

同样有利的是，过渡轮廓区域的斜率和/或总扭曲至少是内轮廓区域和/或主轮廓区域的最大斜率和/或总扭曲的一半。因此，第一轮廓和第二轮廓能够适于彼此穿过旋翼机旋翼叶片的较短长度。

在此情况下，扭曲能够以上述的方式从叶根线性地变化至叶尖，这是有利的，因为在旋翼机旋翼叶片周围的空气的流速同样随半径线性地、径向向外地增大。扭曲还可具有从叶根至叶尖的抛物线的、指数的、多项式的和/或对数的路线。此外，扭曲在每个区域中可以是不同的，尤其在过渡轮廓区域、内轮廓区域、主轮廓区域和/或外轮廓区域。此外，至少一个上述的区域可不具有扭曲。因此，扭曲能够最优地适于在这些区域中的气流状况。

当扭曲被设计为在内轮廓区域、主轮廓区域和/或外轮廓区域可变时，这样同样提供优点。所以，气流状况（尤其是随着半径增大的流速）能够被尤其有利地解决，减少空气阻力并因此提升飞行性能。

还有利的是，旋翼机旋翼叶片优选在叶尖的区域（尤其是外轮廓区域）只具有小扭曲角。通过外轮廓区域，旋翼机旋翼叶片能够更好地适于气流状况。当扭曲角恒定时，（例如）旋翼机旋翼叶片在外轮廓区域中不扭曲，使得更加简单地生产旋翼机旋翼叶片。

而且，有利的是，扭曲曲线在整个内轮廓区域和/或在过渡区域或在多个过渡区域具有正扭曲角。如上所述，扭曲角表明局部轮廓截面相对于限定的基准面而被扭曲的角度。在0度的俯仰角处，轮廓的扭曲角是轮廓形成旋转的旋翼机旋翼叶片的旋转平面的角度。在正扭曲角处，旋翼机旋翼叶片向上倾斜，意味着旋翼机旋翼叶片的前缘至旋转平面的距离比后缘至旋转平面的距离更大。

此外，有利的是，扭曲曲线在主轮廓区域的根侧的第一子区域具有正扭曲角并在主轮廓区域的尖侧的第二子区域具有负扭曲角。此外或可选地，第一子区域和第二子区域之间的扭曲角为0。例如，在此区域中，轮廓平行于在0度的俯仰角处的旋转平面。所有这些均提升了旋翼机旋翼叶片的飞行性能。

同样有利的是，扭曲曲线具有从内轮廓区域过渡至过渡轮廓区域期间的第一锐弯曲。此外或可选地，有利的是扭曲曲线具有从过渡轮廓区域过渡至主轮廓区域期间的第二锐弯曲。在此情况下，第一锐弯曲和/或第二锐弯曲例如能够被设计为负的和/或凸形的。

同样有利的是，轮廓深度曲线被设计为弧形曲线，例如在过渡轮廓区域和/或主轮廓区域中的弧形曲线。此外或可选地，轮廓深度曲线能够被设计为单调下降曲线。该单调下降曲线还可以是严格单调下降曲线。

而且，有利的是，内轮廓区域具有表明最大轮廓厚度与轮廓深度之比的相对轮廓厚度，该相对轮廓厚度在11%和15%之间，优选13.5%；内轮廓区域具有表明最大轮廓厚度距前缘的距离与轮廓深度之比的相对厚度衰减，该相对厚度衰减在25%和35%之间，优选29.2%。在此情况下的轮廓厚度是高压侧和低压侧之间的垂直距离。

有利的是，主轮廓区域具有表明最大轮廓厚度与轮廓深度之比的相对轮廓厚度，该相对轮廓厚度在10%和14%之间，优选12.1%；主轮廓区域具有表明最大轮廓厚度距前缘的距离与轮廓深度之比的相对厚度衰减，该相对厚度衰减在26%和36%之间，优选31.1%。

有利的是，内轮廓区域具有表明弦和倾斜线之间的最大距离与轮廓深度之比的最大曲率，该最大曲率在3%和4%之间，尤其3.6%和3.8%之间；且内轮廓区域具有表明最大曲率距前缘的距离与轮廓深度之比的相对曲率衰减，该相对曲率衰减在30%和40%之间，优选35.3%。在此情况下，弦是从前缘至后缘的连线。倾斜线是在低压侧和高压侧之间的中间延伸的线。

有利的是，主轮廓区域具有表明弦和倾斜线之间的最大距离与轮廓深度之比的最大曲率，该最大曲率在3%和4%之间，尤其3.2%和3.4%之间；且主轮廓区域具有表明最大曲率距前缘的距离与轮廓深度之比的相对曲率衰减，该相对曲率衰减在30%和40%之间、优选36.8%。

同样有利的是根据以下表1利用标准化至1的坐标来形成内轮廓区域的横截面轮廓。

表1

X/c值和Y/c值被标准化至轮廓深度（c是数值的除数）。坐标原点位于前缘，数值以这样的方式从上往下排列在表中，该方式即从后缘开始、首先描述的是沿低压侧到达前缘、然后沿高压侧再次回到后缘。

同样有利的是，根据以下表2利用标准化至1的坐标形成主轮廓区域的横截面轮廓。

表2

X/c值和Y/c值被标准化至轮廓深度（c是数值的除数）。坐标原点位于前缘，数值以这样的方式从上往下排列在表中，该方式即从后缘开始、首先描述的是沿低压侧到达前缘、然后沿高压侧再次回到后缘。

而且，表1中的Y/c值可设有0.7至1.1、优选0.8的因子，和/或表2中的Y/c值可设有0.7至1.1、优选0.9的因子。这两个表（尤其是Y/c值）因此能够通过这些因子而被缩放。

通过以这种方式设计的旋翼机旋翼叶片的多个区域（内轮廓区域、主轮廓区域和/或外轮廓区域）的轮廓，旋翼机旋翼叶片能够最优地适于旋翼机旋翼的飞行行为的要求。例如，当需要较高空速时，例如能够选择较小的相对轮廓厚度，由此阻碍在较高空速发生的跨声速效应，这不仅使旋翼机旋翼的空气阻力降低，而且使噪音相应地降低。

附图说明

通过以下示例性实施例来描述本发明的进一步优点。其中：

图1示出旋翼机旋翼叶片的立体图，

图2示出旋翼机旋翼叶片的轮廓深度曲线和扭曲曲线的示意图，

图3示出内轮廓区域的轮廓的横截面，以及

图4示出主轮廓区域的轮廓的横截面。

具体实施方式

图1示出旋翼机旋翼叶片1的立体图。旋翼机旋翼叶片沿纵向方向从叶根2延伸至叶尖3，叶根2和叶尖3位于旋翼机旋翼叶片1的各自的端。在叶根2的区域中，旋翼机旋翼叶片1能够被固定在旋翼机的旋翼头上。旋翼机旋翼叶片1因此在旋翼机的飞行运行期间绕旋翼头旋转，其中在旋转期间叶根2向内而叶尖3向外。因此，叶尖3例如比朝叶根2的方向更向内的区域具有较高的圆周速度。旋翼机旋翼叶片1的圆周速度与相对气流的叠加产生与旋翼机旋翼叶片1逆流的空气流速。例如，在向前移动的旋翼机旋翼叶片1的情况下，朝外的流速更高。

而且，旋翼机旋翼叶片1包括在旋翼机的飞行运行期间带头的前缘4以及在旋翼机的飞行运行期间拖曳的后缘5。前缘4和后缘5构成旋翼机旋翼叶片1的轮廓，因此它们的轮廓形成旋翼机旋翼叶片1的俯视平面（参见图2）。

横向于纵向方向的截面（尤其90°截面）标示旋翼机旋翼叶片1的轮廓21a至轮廓21f。各自的轮廓21a至轮廓21f能够穿过旋翼机旋翼叶片1的纵向方向而变化，并因此各自的轮廓21a至轮廓21f不同。此外，轮廓21a至轮廓21f能够连续地变化，例如，其中第一轮廓21c连续且恒定地过渡进入第三轮廓21d。而且，旋翼机旋翼叶片1还能够具有相当更多不同的轮廓21。例如，旋翼机旋翼叶片1可具有在第一轮廓21c和第三轮廓21d的之间的另一种（尤其）不同的轮廓21。

旋翼机旋翼叶片1的不同区域中的轮廓21a至轮廓21f在此情况下决定旋翼机旋翼叶片1的性质，例如升力和空气阻力。

第一轮廓21c是内轮廓区域9的横截面（参见图2和图3）。第二轮廓21e是主轮廓区域10的横截面（参见图2和图4）。

此外，前缘4和后缘5之间的距离标示为轮廓深度8。根据本发明，轮廓深度8从最大轮廓深度15的区域朝叶尖3的方向单调下降。此外或可选地，轮廓深度8还能够被标示为恒定穿过旋翼机旋翼叶片1的一个区域。轮廓深度8还能够影响旋翼机旋翼叶片1的性质。例如，适当的轮廓深度曲线产生更有利的下洗场，该下洗场最后产生旋翼机旋翼较小的阻力。

借助于向外逐渐变尖的旋翼机旋翼叶片1以及轮廓21a至轮廓21f的特殊形状，因此能够解决旋翼机旋翼的要求。当旋翼机要运输更大载重时，（例如）轮廓深度曲线能够通过例如增大局部轮廓深度的因子而被缩放，并因此提升升力。此因子对于旋翼机旋翼叶片的每个区域而言可以是相同的。此外或可选地，各个区域（例如内轮廓区域、主轮廓区域、外轮廓区域和/或至少一个过渡轮廓区域）可具有不同的因子。在此情况下，至少两个因子是不同的。此外，能够形成具有更大升力的轮廓21a至轮廓21f。另一方面，如果旋翼机被用于运动目的，能够通过例如减小局部轮廓深度的因子来降低轮廓深度曲线，并因此轮廓深度曲线能够理想地适于每个旋翼机旋翼半径，使得空气阻力被减小，所以旋翼机能够获得更高的飞行速度。因此，旋翼机旋翼叶片1的飞行性能能够总体地提升并适于旋翼机的要求。

在前缘4和后缘5之间的旋翼机旋翼叶片1横向于纵向方向（尤其相对于纵向方向为90°）的距离被称为轮廓深度8。轮廓深度8从最大轮廓深度15的区域朝叶尖3的方向下降。借助于减小的轮廓深度8，能够形成更有利的下洗场，由此形成更少湍流并且降低空气阻力。随着轮廓深度8朝外下降，旋翼机旋翼的空气阻力被减少，有利于旋翼机的飞行性能。

图2示出旋翼机旋翼叶片1的轮廓深度曲线22和扭曲曲线23的示意图。旋翼机旋翼叶片1的纵向范围14标绘在水平轴或x轴上。在此情况下，叶根2位于x轴的左侧并且叶尖3位于x轴的右侧。旋翼机旋翼叶片1因此朝正坐标方向从叶根2延伸至叶尖3。标绘在垂直轴或y轴的一侧的是轮廓深度8，另一侧的是旋翼机旋翼叶片1的扭曲13或扭曲角α。两个图表因此代表轮廓深度曲线22和扭曲曲线23。

而且，旋翼机旋翼叶片1被分成不同的轮廓区域9、10、11、12。内轮廓区域9位于叶根2处和/或相邻于叶根2。外轮廓区域11位于叶尖3处和/或相邻于叶尖3。主轮廓区域10位于这些轮廓区域9、11之间。在此情况下，三个轮廓区域9、10、11可具有不同的轮廓。在此情况下，轮廓为相对于旋翼机旋翼叶片1的纵向方向的截面，尤其是90°截面。例如，内轮廓区域9可具有轮廓，尤其是根据包含在之前的说明中的表1的图1或者根据图3的第一轮廓21c。主轮廓区域10可例如具有轮廓，尤其是根据包含在之前的说明中的表2的图1或者根据图4的第二轮廓21e。

此外，过渡轮廓区域12位于内轮廓区域9和主轮廓区域10之间。此外，在主轮廓区域10和外轮廓区域11之间还可以坐落第二过渡轮廓区域。尤其，内轮廓区域9和主轮廓区域10具有不同的轮廓21c、21e。通过过渡轮廓区域12能够在不同轮廓之间形成过渡。

至于旋翼机旋翼叶片1，扭曲13是旋翼机旋翼叶片绕纵向方向上的轴的扭曲。至于扭曲13，前缘4和后缘5（参见图1）描述绕纵向方向上的轴的螺旋。尤其，从叶根2至叶尖3，前缘4朝高压侧7的方向被扭曲并且后缘5朝低压侧6的方向被扭曲（参见图3、图4的高压侧7和低压侧6）。在旋翼机的正常飞行运行期间，因此旋翼机旋翼叶片1相对于在叶根2的旋翼机旋翼的旋转平面具有比相对于在叶尖3的旋翼机旋翼的旋转平面更大的角。这个在叶根2处较大的角还反映了前缘4至此旋转平面的距离比后缘5至此旋转平面的距离的大。在叶尖3处，由于扭曲13的存在，前缘4至旋转平面与后缘5至旋转平面的距离差较小。这使旋翼机旋翼叶片1的空气阻力较低。

而且，例如，表明旋翼机旋翼叶片1的轮廓深度8的左y轴16的一个截面可以是最大轮廓深度的20%。因此，左y轴将延伸120%（从0%至120%）。表明扭曲13的右y轴17的一个截面例如可以是1°。此外，右y轴可从-1°延伸至5°。x轴18的一个截面可以是纵向范围14的10%。因此，旋翼机旋翼叶片1从纵向范围14的0%延伸至纵向范围14的100%，因此相对于纵向范围14而被标准化。

在此情况下，重要的是注意从内轮廓区域9上游的0%至16%的区域仍属于旋翼机旋翼叶片1，而固定件（例如）位于这里并形成到内轮廓区域的过渡。这就是为什么轮廓深度曲线22和扭曲曲线23具有恒定的值并且在过渡至内轮廓区域9的期间迅速提升。然而，考虑到旋翼机旋翼叶片1的功能，此区域要被排除在外。纵向范围14以及考虑到旋翼机旋翼叶片1的功能，因此首先从16%开始，在100%结束。

而且，旋翼机旋翼叶片1被分成不同的轮廓区域9、10、11、12。内轮廓区域9位于叶根2处和/或相邻于叶根2。过渡轮廓区域12紧接内轮廓区域9其后。主轮廓区域10也紧接过渡轮廓区域12其后。最后，旋翼机旋翼叶片1包括外轮廓区域11。此外或可选地，第二过渡轮廓区域可以位于主轮廓区域10和外轮廓区域11之间。

在此示例性实施例中，内轮廓区域9从旋翼机旋翼叶片1的纵向范围的16%至旋翼机旋翼叶片1的纵向范围的34%的区域延伸穿过。例如，能够从内轮廓区域9的轮廓深度曲线22读取轮廓深度8，并且轮廓深度8的值例如是最大轮廓深度约100%至90%。前缘4和后缘5之间的距离的值因此在此区域为最大轮廓深度。轮廓深度曲线22在旋翼机旋翼叶片1的最大轮廓深度15的区域开始单调下降。此外或可选地，轮廓深度曲线22还能够被设计为穿过纵向范围14的一个区域为恒定的。扭曲曲线23也在此内轮廓区域9中单调下降。在该区域中的扭曲在约4.5°和2.8°之间，该扭曲可从扭曲曲线23读取。在一个截面中，从纵向范围14的约16%至纵向范围14的34%，扭曲曲线23被设计为凹形，例如抛物线地下降和/或指数地下降。

过渡轮廓区域12例如可从纵向范围14的35%延伸至纵向范围14的50%。轮廓深度曲线22在这里被设计为大约恒定。扭曲曲线23线性地下降或者具有恒定（负）的斜率。例如，扭曲角α从2.8°减小至0.8°。

主轮廓区域10例如从纵向范围14的50%延伸至纵向范围14的96%。在此区域中，轮廓深度曲线22持续单调下降。在此区域的第一截面中，从纵向范围14的约50%至纵向范围14的64%，轮廓深度曲线14仅轻微地例如从87%下降至82%。从64%至96%，轮廓深度曲线22更加急剧地下降，例如从82%的值下降至42%的值。

旋翼机旋翼叶片1的俯视平面从最大轮廓深度15从叶根2单调下降至叶尖3，并且在所列的半径位置处，具有在下表3列出的轮廓深度。在此情况下，最大轮廓深度15被标准化至100%。表3列出的所有其他数值与最大轮廓深度有关。轮廓深度8从最大轮廓深度开始朝叶尖3的方向下降，因此在半径的60%处，轮廓深度8例如仍是最大轮廓深度的85%。在多个半径位置之间，俯视平面具有均匀的过渡和/或以弧形的方式延伸。轮廓深度8还可以通过0.8至1.2的因子而被缩放，以便理想地使俯视平面适于特定的设计目的：

表3

扭曲曲线23还在主轮廓区域10中下降。扭曲曲线23的值例如从0.8°下降至-0.5°，并且具有例如抛物线、多项式和/或指数式的下降曲线。

而且，主轮廓区域10包括在根侧的的第一子区域24，其中扭曲曲线23具有正值，尤其是正扭曲角α。此外，主轮廓区域10包括在尖侧的的第二子区域25，其中扭曲曲线23具有负值，尤其是负扭曲角α。扭曲曲线23的标记变化28发生在第一子区域24和第二子区域25之间，并且位于旋翼机旋翼叶片1的纵向范围14的约70%处。在迎角为0度的地方，位于标记变化28的点的轮廓平行于旋转的旋翼机旋翼叶片1的旋转平面。在第一子区域24中，局部几何迎角通过扭曲而增大。然而，在第二子区域25中，几何迎角减小。几何迎角的这些变化产生更有利的下洗分布，并因此减少伴随而来的湍流，由此旋翼机旋翼更容易地自动旋转，使旋翼机旋翼的阻力减小。

终止旋翼机旋翼叶片1的外轮廓区域11可以位于旋翼机旋翼叶片1的纵向范围14的96%和旋翼机旋翼叶片1的纵向范围14的100%之间。轮廓深度曲线22在此从42%抛物线地、凸形地、多项式地和/或非线性地下降，并接近0。扭曲曲线23在此区域保持基本上恒定。

在此情况下，具有此类型的轮廓深度曲线22和扭曲曲线23的旋翼机旋翼叶片1能够被调整以适于特殊的飞行要求。例如，此类型的旋翼机旋翼叶片1能够允许高空速的旋翼机，因为空气阻力尤其地低。

轮廓深度曲线22被设计为在过渡轮廓区域12和/或主轮廓区域10中弧形和/或单调下降的曲线。在此情况下，轮廓深度曲线22还能够由严格单调下降的曲线来决定。

另外，扭曲曲线23包括在内轮廓区域9和过渡轮廓区域12之间的第一锐弯曲26，并且包括在过渡轮廓区域12和主轮廓区域10之间的第二锐弯曲27。

而且，扭曲曲线23在过渡轮廓区域12中的斜率相当于在内轮廓区域9和/或主轮廓区域10中的斜率的至少一半。此外，在过渡轮廓区域12中的总扭曲相当于在内轮廓区域9和/或主轮廓区域10中的总扭曲的至少一半。在此情况下，区域中的总扭曲要被限定为在区域开端的扭曲曲线23和在区域末端的扭曲曲线23之间的差。例如，在过渡轮廓区域12中的总扭曲约为2.0°（2.8°至0.8°）。

图3示出内轮廓区域9（参见图2）的轮廓的横截面。图3是源自之前描述的表1的图示。内轮廓区域9的轮廓由前缘4、后缘5、低压侧6和高压侧7划定。低压侧6比高压侧7弯曲的程度更大，因此轮廓的位移效应引起周围空气气流的加速，由此相应的压力分布根据伯努利定律而引入。这将引起在低压侧上的压力少于在高压侧上的压力。使得在低压侧6的方向上产生形成升力的力。

在图3中，轮廓深度8被标准化至1，其中坐标系统中的前缘4可以位于0，后缘5可以位于1。包含在表1、表2中的X/c值和Y/c值是坐标系统的相应x坐标和y坐标，其中分母中的c代表轮廓深度8（以便对坐标进行标准化）。

轮廓厚度19同样被标准化至轮廓深度8。旋翼机旋翼叶片1的相对轮廓厚度被限定为最大轮廓厚度20a与轮廓深度8之比。例如，内轮廓区域9的相对轮廓厚度位于25%和35%之间的相对厚度衰减处，且为11%和15%之间，优选13.5%。在此情况下的相对厚度衰减是最大轮廓厚度20a距前缘4的距离与轮廓深度8之比。在此示例性实施例中，相对厚度20a位于29.2%处。

此外，内轮廓区域9的轮廓的最大曲率在3%和4%之间，尤其3.6%和3.8%之间，规定曲率衰减在30%和40%之间，尤其35.3%。在此情况下最大曲率是弦和弧线之间的最大距离之比。弦是前缘4和后缘5之间的连线。弧线位于低压侧6和高压侧7之间的中间。

当旋翼机旋翼叶片1具有较大轮廓厚度19时，（例如）升力被增大。借助于此类型的轮廓，例如能够通过旋翼机运输更大的载重。

当轮廓厚度19较小时，旋翼机旋翼叶片1的空气阻力则被减小。那么可能的是获得例如较高空速和/或较大范围的旋翼机，因此旋翼机能够被用于运动目的。

图4示出主轮廓区域10的轮廓的横截面。图4是源自之前描述的表2的图示。此外，与之前图3的区别仅在此被解决。主轮廓区域10的轮廓的相对轮廓厚度在10%和14%之间，优选12.1%，而且相对厚度衰减在26%和36%之间，优选29.2%。该轮廓具有最大轮廓厚度20b。此外，主轮廓区域10的轮廓的最大曲率在3%和4%之间，尤其3.2%和3.4%之间，并且相对曲率衰减在30%和40%之间，优选36.8%。

本发明不限于已经示出并描述的示例性实施例。即使在不同的示例性实施例中示出并描述了这些特征的任何组合，也可以在权利要求的范围内进行修改。

附图标记列表

1 旋翼机旋翼叶片

2 叶根

3 叶尖

4 前缘

5 后缘

6 低压侧

7 高压侧

8 轮廓深度

9 内轮廓区域

10 主轮廓区域

11 外轮廓区域

12 第一过渡轮廓区域

13 扭曲

14 纵向范围

15 最大轮廓深度的范围

16 左y轴的截面

17 右y轴的截面

18 x轴的截面

19 轮廓厚度

20 最大轮廓厚度

21a 轮廓

21b 轮廓

21c 第一轮廓

21d 第三轮廓

21e 第二轮廓

21f 轮廓

22 轮廓深度曲线

23 扭曲曲线

24 第一子区域

25 第二子区域

26 第一锐弯曲

27 第二锐弯曲

28 标记变化

α 扭曲角

Claims (15)

1.一种用于通过自动旋转来产生升力的旋翼机旋翼叶片，该旋翼机旋翼叶片包括根侧的内轮廓区域（9）、尖侧的主轮廓区域（10）和轮廓深度曲线（22），根侧的内轮廓区域（9）具有第一轮廓（21c），尖侧的主轮廓区域（10）具有不同于第一轮廓（21c）的第二轮廓（21e），轮廓深度曲线（22）从叶根（2）的区域朝叶尖（3）的方向、在旋翼机旋翼叶片（1）的纵向方向上单调下降，其特征在于，旋翼机旋翼叶片（1）具有扭曲，该扭曲具有从叶根（2）的区域朝叶尖（3）的方向单调下降的扭曲曲线（23），并且扭曲曲线（23）在内轮廓区域（9）和/或主轮廓区域（10）中具有可变的斜率，因此扭曲曲线（23）在此区域（9、10）中凹形地弯曲。

2.如前述权利要求所述的旋翼机旋翼叶片，其特征在于，旋翼机旋翼叶片（1）具有过渡轮廓区域（12）和/或第三轮廓（21d），该过渡轮廓区域（12）位于内轮廓区域（9）和主轮廓区域（10）之间，第三轮廓（21d）的轮廓几何结构优选连续地变化和/或从第一轮廓（21c）平滑径向向外地变化至第二轮廓（21e）。

3.如前述一项或多项权利要求所述的旋翼机旋翼叶片，其特征在于，扭曲曲线（23）在过渡轮廓区域（12）中具有恒定的斜率，因此扭曲曲线（23）尤其在横跨整个过渡轮廓区域（12）上是直的。

4.如前述一项或多项权利要求所述的旋翼机旋翼叶片，其特征在于，过渡轮廓区域（12）的斜率和/或总扭曲是内轮廓区域（9）和/或主轮廓区域（10）的最大斜率和/或总扭曲的至少一半。

5.如前述一项或多项权利要求所述的旋翼机旋翼叶片，其特征在于，扭曲曲线（23）在整个内轮廓区域（9）和/或过渡区域（12）中具有正扭曲角（α）。

6.如前述一项或多项权利要求所述的旋翼机旋翼叶片，其特征在于，扭曲曲线（23）在主轮廓区域（10）的根侧的第一子区域（24）中具有正扭曲角（α）并且在主轮廓区域（10）的尖侧的第二子区域（25）中具有负扭曲角（α），和/或在第一子区域（24）和第二子区域（25）之间的扭曲角（α）为零。

7.如前述一项或多项权利要求所述的旋翼机旋翼叶片，其特征在于，扭曲曲线（23）包括从内轮廓区域（9）过渡至过渡轮廓区域（12）期间尤其负的和/或凸形的第一锐弯曲（26），和/或从过渡轮廓区域（12）过渡至主轮廓区域（10）期间尤其正的和/或凹形的第二锐弯曲（27）。

8.如前述一项或多项权利要求所述的旋翼机旋翼叶片，其特征在于，旋翼机旋翼叶片（1）包括在叶尖（3）的区域中的外轮廓区域（11），扭曲角在横跨外轮廓区域（11）的长度上优选为恒定。

9.如前述一项或多项权利要求所述的旋翼机旋翼叶片，其特征在于，轮廓深度曲线（22）被设计为弧形，和/或在过渡轮廓区域（12）和/或主轮廓区域（10）中被设计为尤其严格单调下降的曲线。

10.如前述一项或多项权利要求所述的旋翼机旋翼叶片，其特征在于，内轮廓区域（9）的相对轮廓厚度在11%和15%之间，优选13.5%，相对厚度衰减在26%和36%之间，优选29.2%。

11.如前述一项或多项权利要求所述的旋翼机旋翼叶片，其特征在于，主轮廓区域（10）的相对轮廓厚度在10%和14%之间，优选12%，相对厚度衰减在26%和36%之间，优选31.1%。

12.如前述一项或多项权利要求所述的旋翼机旋翼叶片，其特征在于，内轮廓区域（9）的最大曲率在3%和4%之间，尤其3.6%和3.8%之间，相对曲率衰减在30%和40%之间，优选35.3%。

13.如前述一项或多项权利要求所述的旋翼机旋翼叶片，其特征在于，主轮廓区域（10）的最大曲率在3%和4%之间，尤其3.2%和3.4%之间，相对曲率衰减在30%和40%之间，优选36.8%。

14.如前述一项或多项权利要求所述的旋翼机旋翼叶片，其特征在于，根据以下表1设计内轮廓区域（9）的第一轮廓（21c），

表1

其中，X/c坐标和Y/c坐标被标准化为轮廓深度（8），坐标原点位于前缘（4），表中的值从上往下描述轮廓曲线，该轮廓曲线从后缘（5）开始、穿过低压侧（6）到达前缘（4）并穿过高压侧（7）回到后缘（5）。

15.如前述一项或多项权利要求所述的旋翼机旋翼叶片，其特征在于，根据以下表2设计主轮廓区域（10）的第二轮廓（21e），

表2

其中，X/c坐标和Y/c坐标被标准化为轮廓深度（8），坐标原点位于前缘（4），表中的值从上往下描述轮廓曲线，该轮廓曲线从后缘（5）开始、穿过低压侧（6）到达前缘（4）并穿过高压侧（7）回到后缘（5）。