CN109573017B - 一种自适应迎角的直升机旋翼 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种自适应迎角的直升机旋翼，包括直升机旋翼，所述直升机旋翼包括桨叶，所述桨叶包括外段、内段和气动摆板，所述外段和内段的分段处为A点，A点是相对气流速度为零的位置，外段与原先设计的桨叶一样，其桨叶迎角的改变是受桨叶中心轴的转动驱动的。本发明解决了现有的直升机旋翼桨叶上相对气流反向时使得桨叶受到负升力的影响的问题，该自适应迎角的直升机旋翼，具有使直升机在飞行中，消除桨叶上负升力的影响，增加总升力的优点，从而可节省发动机功率，消除了桨叶承受正升力和负升力这种交变载荷的影响，改善了桨叶受力状况，从而提高了桨叶的可靠性，有利于直升机飞行速度的提高。

Description

一种自适应迎角的直升机旋翼

技术领域

本发明涉及直升机旋翼技术领域，具体为一种自适应迎角的直升机旋翼。

背景技术

在无风的条件下，直升机悬停时其桨叶旋转到任何位置处，桨叶沿径向相对气流速度的分布规律都是一样的，如图1所示，当旋翼旋转角速度为ω时，则桨叶沿半径方向上的各处的线速度为ωR，相对气流速度的方向垂直于桨叶轴心线，这样的相对气流的速度分布规律，无论桨叶旋转到周向哪个位置都是相同的。

然而，在直升机以V速度向前平飞时，由于飞行速度和桨叶的旋转速度的矢量合成，导致桨叶的相对气流速度的矢量合速度的大小不等于ωR，其方向不会总垂直于桨叶的轴心线。为简单说明起见，只分析桨叶处于四个典型的位置时的相对气流的情况，如图2所示。图2中只标出了垂直于桨叶的相对气流的分布规律。在桨叶处在0°和180°的位置时，相对气流速度的大小为ωR，在90°位置时相对气流速度的大小为：w＝ωR+V，当桨叶处在270°位置时，相对气流的矢量和为

在A点的右侧，相对气流速度的大小为：w＝ωR-v；在A点的左侧，相对气流速度的大小为：w＝v-ωR，气流方向与右侧的气流方向相反，这一段区域称为返流区。随着直升机飞行速度加大，这一返流区也随之增大，即A点向外平移。A点就是相对气流速度为零的位置。由于桨叶产生升力是与桨叶剖面迎角有关的，如图3所示，当迎角α为正值时即迎向来流，则桨叶产生升力，而当迎角α为负值时，即背向来流时，则桨叶产生负升力，如图4和图2所示。这是直升机在飞行时，逆行桨叶在返流区的桨叶会产生负升力的原因。根据旋翼直径、转速和飞行速度，可以计算出矢量合速度为零的A点的位置。随着飞行速度的加大，A点位置向外平移，则返流区段加大，这也是直升机飞行速度不能太快的限制因素之一。

现有的直升机旋翼桨叶上相对气流反向时会产生负升力，使得桨叶内段正负升力周期性交变，这降低了桨叶的可靠性，缩短了桨叶的使用寿命，而且也浪费了部分发动机的功率，不利于提高直升机飞行的速度。

发明内容

本发明的目的在于提供一种自适应迎角的直升机旋翼，具有使直升机在飞行中，消除桨叶上负升力的影响，增加总升力的优点，解决现有的直升机旋翼桨叶上相对气流反向时，使得桨叶受到负升力的影响的问题。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种自适应迎角的直升机旋翼，包括直升机旋翼，所述直升机旋翼包括桨叶，所述桨叶包括外段、内段和气动摆板，所述外段和内段的分段处为A点，所述A点是相对气流速度为零的位置，所述外段与原先设计的桨叶一样，其桨叶迎角的改变是受桨叶中心轴的转动驱动的，桨叶中心轴转动是由直升机的总距杆和方向杆操控的，所述内段桨叶一方面仍然受到中心轴转动地驱动而改变桨叶迎角，另一方面它会受到安装在其上的气动摆板的运动而相对于中心轴旋转一角度，从而改变桨叶的迎角。

所述气动摆板转轴上设置有滚轮，所述滚轮随着气动摆板作旋转运动，所述桨叶内设置有圆环滚道，所述圆环滚道周向有高低落差，所述滚轮在圆环上滚动时，会因滚道的高低不平而对滚道产生不同的推力，这个推力传给桨叶，所述桨叶发生绕桨叶中心轴的周期性滚摆，所述桨叶的迎角α从正值到负值再到正值地周期性变化。

优选的，所述A点根据直升机旋翼的直径、转速和希望达到的最大飞行速度得出，所述A点附近将桨叶分为两段。

优选的，所述气动摆板和滚轮配合使用，所述气动摆板的质心处在气动摆板的转轴上。

优选的，所述气动摆板始终感受相对气流矢量合成的大小和方向，所述气动摆板总是顺着相对气流的合力方向，所述滚轮的相位总是使桨叶迎角上仰迎着相对气流的方向，产生正升力。

优选的，所述气动摆板的尾部与滚轮的位置处于180°的平面内。

与现有技术相比，本发明的有益效果如下：

1、本发明解决了现有的直升机旋翼桨叶上相对气流反向时使得桨叶受到负升力的影响的问题，该自适应迎角的直升机旋翼，具有使直升机在飞行中，消除桨叶上负升力的影响，增加总升力的优点，从而可节省发动机功率，消除桨叶承受正升力和负升力这种交变载荷的影响，改善了桨叶受力状况，从而提高了桨叶的可靠性，有利于直升机飞行速度的提高。

附图说明

图1为本发明悬停时桨叶剖面沿径向相对气流速度的分布；

图2为本发明前飞时桨叶剖面沿径向相对气流速度的分布；

图3为本发明桨叶剖面迎角示意图；

图4为本发明逆行桨叶返流区相对气流方向示意图；

图5为本发明气动摆板在桨叶上的示意图；

图6为本发明悬停时气动摆板的方位；

图7为本发明前飞时气动摆板的方位示意图；

图8为本发明气动摆板和滚轮工作原理示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

请参阅图1-8，本发明提供一种技术方案：根据直升机旋翼直径、转速和希望达到的最大飞行速度，计算出A点(见图2)所处位置，从A点附近将桨叶分为两段，A点是相对气流速度为零的位置，外段与原先设计的桨叶一样，其桨叶迎角的改变是受桨叶中心轴的转动驱动的，桨叶中心轴转动是由直升机的总距杆和方向杆操控的，然而内侧段桨叶一方面仍然受到中心轴转动地驱动而改变桨叶迎角，另一方面它会受到安装在其上的气动摆板的运动而相对于中心轴旋转一角度，从而改变桨叶的迎角，如图5所示。气动摆板的作用是，一：感受相对气流的作用力和作用方向，使其气动摆板尾部总是保持与相对气流的方向一致(即气动摆板转轴迎向来流，气动摆板尾部顺流向后)，气动摆板的面积大小取决于保证气动摆板驱动桨叶转动时所需要的作用力矩的大小，二：将气动摆板的转动转化为桨叶绕中心轴的周期性的摆转，使得桨叶的迎角总是上仰迎着相对气流，当直升机悬停时，气动摆板受到相对气流的作用力，在周向各处总是保持与桨叶轴心线垂直的方向，并且气动摆板尾部顺流向后，如图6所示。当直升机向前飞行时，由于气动摆板在周向各处所受到的相对气流的矢量方向是不一样的，所以气动摆板的相对位置(相对悬停状况)发生改变，如图7所示。在地面坐标系上观察气动摆板在周向各处的位置可知，θ1和θ3总是小于90°，而θ2和θ4均为90°。在周向任何处的夹角θ值都在0°～90°的范围内。但是，在桨叶坐标系上观察气动摆板的运动，则会发现气动摆板是相对于桨叶作逆时针方向转动。利用这个转动则可转化为桨叶迎角的周期性变化，如图8所示。在气动摆板转轴上设置有滚轮，它随着气动摆板作旋转运动，在桨叶内设置有圆环滚道，圆环滚道周向有高低落差，当滚轮在圆环上滚动时，会因圆环滚道的高低不平而对圆环滚道产生不同的推力，这个推力传给桨叶，使桨叶发生绕桨叶中心轴的周期性滚摆，从而导致桨叶迎角α从正值到负值再到正值地周期性变化，气动摆板的尾部与滚轮的位置处于180°的平面内，这样能使桨叶在滚轮的作用下桨叶迎角总是上仰迎着相对气流。由此可见，无论相对气流矢量方向如何改变，桨叶在气动摆板的作用下总是自适应调整迎角从而产生正升力。当直升机侧向飞行，或受到横向风吹时，如果能对气动摆板产生影响，则气动摆板的作用也同样可以发挥出来，因为气动摆板始终感受相对气流矢量合成的大小和方向，气动摆板总是顺着相对气流的合力方向，而滚轮的相位总是使桨叶迎角上仰迎着相对气流的方向，产生正升力。为避免离心力对气动摆板运动的干扰，设计气动摆板时，应将气动摆板和滚轮一并考虑，使气动摆板的质心处在气动摆板转轴上，这样离心力就不会干扰气动摆板因气动力而产生的运动。

本发明中：A点根据直升机旋翼的直径、转速和希望达到的最大飞行速度得出，所述A点附近将桨叶分为两段。

本发明中：所述气动摆板和滚轮配合使用，所述气动摆板的质心处在气动摆板的转轴上。

本发明中：所述气动摆板始终感受相对气流矢量合成的大小和方向，所述气动摆板总是顺着相对气流的合力方向，所述滚轮的相位总是使桨叶迎角上仰迎着相对气流的方向，产生正升力。

本发明中：所述气动摆板的尾部与滚轮的位置处于180°的平面内。

综上所述：该自适应迎角的直升机旋翼，解决了现有的直升机旋翼桨叶上相对气流反向时使得桨叶受到负升力的影响的问题。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

Claims (5)

1.一种自适应迎角的直升机旋翼，包括直升机旋翼，其特征在于：所述直升机旋翼包括桨叶，所述桨叶包括外段、内段和气动摆板，所述外段和内段的分段处为A点，所述A点是相对气流速度为零的位置，所述外段与原先设计的桨叶一样，其桨叶迎角的改变是受桨叶中心轴的转动驱动的，桨叶中心轴转动是由直升机的总距杆和方向杆操控的，所述内段桨叶一方面仍然受到中心轴转动地驱动而改变桨叶迎角，另一方面它会受到安装在其上的气动摆板的运动而相对于中心轴旋转一角度，从而改变桨叶的迎角；

所述气动摆板转轴上设置有滚轮，所述滚轮随着气动摆板作旋转运动，所述桨叶内设置有圆环滚道，所述圆环滚道周向有高低落差，所述滚轮在圆环上滚动时，会因滚道的高低不平而对滚道产生不同的推力，这个推力传给桨叶，所述桨叶发生绕桨叶中心轴的周期性滚摆，所述桨叶的迎角α从正值到负值再到正值地周期性变化。

2.根据权利要求1所述的一种自适应迎角的直升机旋翼，其特征在于：所述A点根据直升机旋翼的直径、转速和希望达到的最大飞行速度得出，所述A点附近将桨叶分为两段。

3.根据权利要求1所述的一种自适应迎角的直升机旋翼，其特征在于：所述气动摆板和滚轮配合使用，所述气动摆板的质心处在气动摆板的转轴上。

4.根据权利要求3所述的一种自适应迎角的直升机旋翼，其特征在于：所述气动摆板始终感受相对气流矢量合成的大小和方向，所述气动摆板总是顺着相对气流的合力方向，所述滚轮的相位总是使桨叶迎角上仰迎着相对气流的方向，产生正升力。

5.根据权利要求1所述的一种自适应迎角的直升机旋翼，其特征在于：所述摆板的尾部与滚轮的位置处于180°的平面内。

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