CN111846199A - 具有稳定翼的旋翼飞行器 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种旋翼飞行器，特别是涉及一种其包括具有中心线(230)的机身、在运行期间产生涡流的至少一个主旋翼以及稳定翼(200)的旋翼飞行器，其中稳定翼(200)具有使至少一个主旋翼的尾流产生的非定常气动载荷减小的平面形状。特别地，稳定翼(200)可具有：左翼尖(260)；右翼尖(260)；具有非零曲率的四分之一翼弦线(240)，使得至少一个主旋翼产生的涡流与该四分之一翼弦线(240)之间的相互作用随时间发展而扩散；弧形的前缘210；以及弧形的后缘220。

Description

具有稳定翼的旋翼飞行器
技术领域
本发明涉及一种旋翼飞行器，特别是涉及一种具有至少一个主旋翼以及稳定翼的旋翼飞行器，其中稳定翼具有使其上由至少一个主旋翼的尾流产生的非定常气动载荷减小的平面形状。
背景技术
旋翼飞行器通常配备有帮助提高飞行期间旋翼飞行器的稳定性和操纵性的一个或多个翼。因此，这样的翼有时也称为水平稳定器、水平稳定翼或稳定翼。
通常，直升机具有设置在尾部单元的后端处的一个或多个稳定翼。在一些型号中，稳定翼从尾梁的后部或从垂直尾翼突出。在其他型号中，在垂直尾翼的顶部设置单个稳定翼。在垂直尾翼的顶部设置单个稳定翼的这种构造有时也称为T形尾翼。
由于稳定翼位于旋翼飞行器的机尾部分，它们通常受到由至少一个主旋翼产生的气流结构的影响。有时也称为尾流或旋翼尾流的这些气流结构与稳定翼相互作用并决定稳定翼上的气动载荷。
旋翼尾流与稳定翼之间相互作用的强度取决于稳定翼相对于旋翼的定位以及飞行状态(例如，在起降期间或水平飞行期间)。然而，通常无法避免在稳定翼上产生对稳定翼的结构尺寸有影响的气动载荷。
稳定翼有意产生一定量的静态气动载荷(例如，用于提高旋翼飞行器在飞行期间的稳定性和操纵性)。然而，也会通过旋翼尾流与稳定翼之间的相互作用产生不希望的非定常气动载荷。
这些非定常气动载荷有时会达到很大的幅值，这可能会导致稳定翼疲劳失效。因此，在稳定翼的开发过程中，通常需要特别注意保证使不希望的非定常气动载荷引起的疲劳失效风险显著降低的结构设计。
稳定翼和尾梁的动态固有频率之一接近旋翼尾流的激励频率的事实常常使问题加剧。可以通过增大稳定翼的结构刚度或质量来避免旋翼尾流与稳定翼之间的这种共振条件。
然而，增大稳定翼的结构刚度或质量会随着重心进一步向后移动而增加旋翼飞行器的敏感区域的重量。尤其是在将稳定翼设置在垂直尾翼上时，结构性和动态性的问题难以解决。结果是，稳定翼很少设置在垂直尾翼上，否则的话对操纵质量和性能将是非常有利的。
替代地，大多数传统方案将稳定翼设置于在垂直方向上处于旋翼平面下方的位置上(例如，尾梁处)。结果是，旋翼尾流与稳定翼之间的相互作用主要发生在较低的飞行速度下。由于气动载荷随飞行速度的增加而增加，因此旋翼尾流与稳定翼之间在较低的飞行速度下的相互作用会在稳定翼上的静态气动载荷相对较低的同时产生相对适中的非定常气动载荷。由此，由于稳定翼的结构受到静态气动载荷和非定常气动载荷的叠加影响，因此稳定翼的结构在较低的飞行速度下不会达到其疲劳极限。
在较高飞行速度下，旋翼尾流改变了其轨迹并越过低位稳定翼(即，例如位于尾梁处的稳定翼)上方。因此，尽管稳定翼上的静态气动载荷在较高飞行速度下比在较低飞行速度下更大，但低位稳定翼的非定常气动载荷的相对较小的幅值具有使总气动载荷良好地保持在疲劳极限范围内的效果。
然而，与高位稳定翼(例如，垂直尾翼顶部的稳定翼)相比，低位稳定翼表现出降低的操纵质量和性能。例如，在悬停期间和/或在较低飞行速度下，低位稳定翼位于旋翼下洗气流内并产生指向地面的力，该力有时也称为下压力。这种下压力导致旋翼飞行器使机头部分上仰，这有时也称为机头上仰。
机头上仰会严重减小驾驶员对地面的视野。机头上仰还在旋翼主轴中产生相对较高的应力。此外，下压力会显著减小旋翼飞行器的有效载荷。例如，下压力可能使三到四吨级直升机的有效载荷减少相当于一名乘客的量。
此外，通常必须在尾梁处安装低位稳定翼。与高位稳定翼相比，这导致了较短的杠杆臂，从而降低了稳定效果。
一些直升机制造商试图通过采用高位稳定翼来克服一方面的操纵性和性能与另一方面的飞行稳定性之间的两难问题。然而，如上所述，这些高位稳定翼面临着在巡航飞行中由与旋翼尾流相互作用而引起的强大的非定常气动载荷的问题。
由于非定常气动载荷带来了严重的结构性问题，因此迄今为止只有相对少量的直升机设计有高位稳定翼。通常，带有高位稳定翼的直升机包括用于减小非定常气动载荷的额外方法。在这些方法中有使稳定翼渐细(即，稳定翼的翼弦长度在翼根处比翼尖处更长)或包括结构加强部。这些加强部通常包括在稳定翼与尾梁或垂直尾翼的连接部处加厚稳定翼，或安装从外部支撑稳定翼的支柱。
例如，AV-02休斯YAH-64型先进攻击直升机的T型尾翼(即，垂直尾翼上的稳定翼)具有后掠部(即，稳定翼从翼根到翼尖向后倾斜)并且是渐细的。阿古斯塔贝尔BA609型具有渐细的T型尾翼，其中稳定翼具有平直的前缘和后缘。RAH-66型科曼奇的T型尾翼具有平直的稳定翼(即，在垂直尾翼顶部的具有平直的前缘和后缘但没有后掠部的稳定翼)。卡莫夫Ka-60型的T型尾翼具有平直的稳定翼以及用于垂直尾翼的支柱。
从空气动力学的角度来看，使稳定翼渐细和加强部这两种措施都是不利的，因为它们增大了阻力、降低了稳定翼的效率并缩小了稳定翼能够使旋翼飞行器稳定的飞行状态范围。
文献EP2899118A1描述了一种旋翼飞行器，其具有机身和至少一个主旋翼，该至少一个主旋翼可被驱动为用于控制所述旋翼飞行器在运行中的关联俯仰姿态，并且该机身配备有至少一个被动翼型气动装置，其适于独立于所述关联俯仰姿态之外产生作用于机身上的升力，该升力定向为垂直于在所述旋翼飞行器的操作中指向所述被动翼型气动装置的气流。该旋翼飞行器还包括带有方向舵的垂直尾翼和设置在机身的尾梁处的采用T型尾翼形式的尾翼。该尾翼可以调整倾斜度并且用作附加的升力面。
文献CN103979105A描述了一种垂直起降型可变翼飞行器。该垂直起降型可变翼飞行器包括飞行器主体、主翼、左翼和右翼，其中主翼设置在飞行器主体下部；左翼和右翼分别连接至主翼的两端；在主翼中安装有左翼旋转轴套和右翼旋转轴套；在左翼中设置有左翼旋转轴套内的一组左翼旋转轴；在右翼上设置有右翼旋转轴套中的一组右翼旋转轴；在主翼中还设置有左翼舵机和右翼舵机；左翼舵机用于驱动左翼旋转轴以调整左翼的方向；右翼舵机用于驱动右翼旋转轴以调整右翼的方向。该垂直起降型可变翼飞行器能够实现模型飞机和无人飞行器的垂直起降、快速实现各种飞行状态并在飞行中有效地进行制动和向后移动。
文献EP2666719B1描述了一种飞行器，其包括机身、具有多个桨叶的至少一个主旋翼、至少一个可变距推进螺旋桨、至少一个翼型以及旋转地对主旋翼和每个推进螺旋桨进行驱动的至少一个马达。该翼型可包括位于机身两侧的两个半翼以及位于该飞行器的一端并具有至少一个运动表面的至少一个水平稳定器。
文献WO1999/067130A1描述了一种水平稳定器，其限定了第一展向站位和第二展向站位，其中第一展向站位限定了第一安装角并且第二展向站位限定了第二安装角，并且其中安装角从一个站位到另一个是不同的，例如，一个安装角大于另一个安装角。该水平稳定器用于有利地影响展向升力分布，以减小围绕其安装界面的弯矩。该水平稳定器的各种实施方式包括使用沿着水平稳定器的后缘的垂直延伸的调整片、使安装角从一个站位到另一个突然改变的阶梯过渡部以及使安装角逐渐改变的分散式扭转部。
文献EP0254605A1描述了一种定向和稳定装置，其包括在相对于垂直方向倾斜0°至45°之间的角度的整流罩中形成的横向缝口中被旋转驱动的涵道尾旋翼。其还包括尾翼，该尾翼“V形地”附接至护罩顶部并且两个气动表面相对于穿过整流罩顶点的垂直平面不对称地延伸。该气动表面在0°至45°之间的角度范围内倾斜。
文献US3464650A描述了一种具有用于垂直和短距起降(V/STOL)性能的带襟翼的旋翼/翼的飞行器。该飞行器在垂直尾翼的顶部具有水平稳定器，该水平稳定器可以是全可动类型的，或者可以具有独立的可动部分。这些独立的部分充当常规的升降舵，或者可以被连接以在向前飞行时以双功能升降表面的方式用作滚转控制的副翼。使用传统的飞行器控制器来操作该水平稳定器以及位于垂直尾翼上的方向舵，以在向前飞行时进行控制。
在文献CN106516082A、US2016/0031554A1、WO2005/005250A2、US5738301A和US3902688A中示例性描述了其他稳定翼。这些文献分别描述了旋翼飞行器中的稳定翼，它们至少与上述稳定翼相似。已经引用了文献EP2409917和WO2009155584。
总之，旋翼飞行器中旋翼尾流与水平稳定翼之间的相互作用取决于飞行模式(即悬停、低速或高速向前飞行)以及稳定翼在旋翼飞行器上的位置(即，低位或高位)，这会影响操纵性、性能和飞行稳定性。与低位稳定翼相比，高位稳定翼提供了更好的操纵性、性能和飞行稳定性。然而，如上所述，高位稳定翼面临着在巡航飞行中由与旋翼尾流相互作用而产生的强非定常气动载荷的问题。
发明内容
因此，目的是提供一种具有机身、至少一个主旋翼和稳定翼的旋翼飞行器。该稳定翼与传统的稳定翼相比应在提供改进的操纵性、性能和飞行稳定性的同时减小由与至少一个主旋翼的旋翼尾流相互作用而产生的非定常气动载荷。
上述目的通过一种包括权利要求1的特征的旋翼飞行器得以实现。更具体而言，一种旋翼飞行器可以包括具有中心线的机身、在运行期间产生涡流的至少一个主旋翼以及连接至机身的稳定翼。该稳定翼具有：左翼尖；右翼尖；具有非零曲率的四分之一翼弦线，使得由至少一个主旋翼产生的涡流与该四分之一翼弦线之间的相互作用随时间发展而扩散；弧形的前缘；以及弧形的后缘。
有利地，在具有至少一个主旋翼的该旋翼飞行器中，具有非零曲率的四分之一翼弦线的上述稳定翼使得在稳定器上由至少一个主旋翼的尾流所产生的非定常气动载荷减小。这种稳定翼可用于具有至少一个主旋翼的任何旋翼飞行器，包括垂直起降飞行器、多旋翼直升机、直升机、无人机等。
该稳定翼具有特定平面形状(即，从上方看时具有特定形状)。该稳定翼的特定平面形状减小了由与至少一个主旋翼的旋翼尾流相互作用而产生的非定常载荷。与现有的大多数为矩形或由两个不规则四边形组成的稳定翼平面形状相比，提出了一种前缘和后缘具有曲率的平面形状。
因此，该稳定翼的四分之一翼弦线是弯曲的。换言之，将位于翼弦长度的四分之一处的所有点相连接的线是弯曲的，该翼弦长度的四分之一是沿着翼弦从稳定翼的前缘到后缘的、与前缘之间的距离。与具有平直的四分之一翼弦线的稳定翼相比，具有弯曲的四分之一翼弦线有利地改变了稳定翼对旋翼尾流波动的响应。
事实上，旋翼尾流在巡航飞行中表现出规则的气流流型，并且该流型决定了稳定翼处的负荷状态的时间序列。弯曲的四分之一翼弦线通过减小非定常载荷的幅值而改变了稳定翼与旋翼尾流流型之间的关系。因此，该稳定翼变得不易感受到在稳定翼对结构变化敏感的、稳定翼与旋翼飞行器的连接处(例如，在尾梁或垂直尾翼处)产生高应力的类型的瞬时负荷状态。特别地，稳定翼围绕旋翼飞行器的纵向轴线的振荡力矩从旋翼尾流与稳定翼之间相互作用的减少中受益，因为从结构的角度来说这些振荡力矩对于稳定翼与旋翼飞行器的连接是最关键的。
由于所提出的稳定翼的新的平面形状大大减小了源于稳定翼的附接位置的非定常气动载荷，因此与传统稳定翼的附接连接件相比可以更节省重量和空间地(即，对稳定翼与尾梁或垂直尾翼之间的互连区域的气动形状具有较小的潜在不利影响)设计稳定翼的附接连接件。
由于减小了非定常气动载荷，因此可以显著减轻重量。例如，稳定翼可以需要较少的结构加强部。作为另一个例子，也可以在结构上减小与稳定翼附接的结构(例如，尾梁或垂直尾翼)和稳定翼将非定常气动载荷传递至的结构的强度和重量。
旋翼飞行器的垂直尾翼通常是结构较弱的部件。因此，当安装到垂直尾翼上时，使旋翼尾流产生的非定常载荷显著减小的具有弯曲的四分之一翼弦线的稳定翼是特别有利的。事实上，旋翼尾流和稳定翼之间的气动相互作用在高速下发生，并且当将稳定翼安装到垂直尾翼上时稳定翼处的非定常载荷通常会达到最大幅值。
此外，稳定翼暴露于由旋翼尾流产生的这些高非定常载荷的时间在旋翼飞行器运行时间中占比较大。稳定翼与机身之间的较大距离使垂直尾翼附接部表现为一种接头，其在较大偏转的情况下对稳定翼载荷做出响应并呈现出较低的固有频率，这从结构动力学的角度来看在需要时难以进行校正。
具有弯曲的四分之一翼弦线的稳定翼可以实现决定性的非定常载荷减小量，这对于实现安装在垂直尾翼上的稳定翼的换句话说具有挑战性的设计是必需的。如在现有技术的缺点中所述，如果将具有弯曲的四分之一翼弦线的稳定翼安装到垂直尾翼上，则可以实现操纵质量和性能的多个重要益处。
根据一个方面，机身在纵向方向上在机头部分和机尾部分之间延伸，并且稳定翼的四分之一翼弦线在左翼尖或右翼尖中的至少一个处比在机身的中心线处更靠近机尾部分。
根据一个方面，机身在纵向方向上在机头部分与机尾部分之间延伸，并且稳定翼的四分之一翼弦线在左翼尖或右翼尖中的至少一个处比在机身的中心线处更靠近机头部分。
根据一个方面，四分之一翼弦线的非零曲率的绝对值大于0.2。
根据一个方面，四分之一翼弦线的非零曲率的绝对值小于4。
根据一个方面，四分之一翼弦线的非零曲率从距机身的中心线的第一距离处的第一值发展到距机身的中心线的第二距离处的第二值，使得四分之一翼弦线的非零曲率在距机身的中心线的第一距离和第二距离之间不恒定。
根据一个方面，稳定翼在中心线与左翼尖或右翼尖之间具有半翼展，其中第一点、第二点、第三点和第四点分别在四分之一翼弦线上位于距机身的中心线的第一距离、第二距离、第三距离和第四距离处，其中第一距离、第二距离、第三距离和第四距离分别为半翼展的10％、30％、50％和70％，其中四分之一翼弦线的非零曲率在第一点和第四点之间不为零，并且其中第一点和第四点之间的直线距第二点和第三点之间的四分之一翼弦线为第五距离，其大于半翼展的2％。
根据一个方面，四分之一翼弦线相对于机身的中心线是对称的。
根据一个方面，稳定翼被安装到机身、附接至机身的尾梁或附接至尾梁的垂直尾翼中的至少一个上。
根据一个方面，稳定翼在稳定翼的左翼尖和右翼尖之间具有恒定的翼弦长度。
根据一个方面，稳定翼的翼弦长度从机身的中心线朝着稳定翼的左翼尖和右翼尖减小。
根据一个方面，稳定翼还包括具有第一后掠部的左半翼和具有不同于第一后掠部的第二后掠部的右半翼。
根据一个方面，左半翼具有带有第一曲率的四分之一翼弦线，右半翼具有带有第二曲率的四分之一翼弦线，并且第二曲率不同于第一曲率。
根据一个方面，左半翼具有第一长度，并且右半翼具有不同于第一长度的第二长度。
根据一个方面，稳定翼还包括翼尖小翼。
根据一个方面，旋翼飞行器可以被实施为直升机。
附图说明
在下面参照附图的说明中通过举例的方式概述了实施方式。在这些附图中，相同或功能相同的部件和元件可以用相同的附图标记和字符标示，并因此在下面的说明中仅描述一次。
-图1A是根据一些实施方式的具有稳定翼的示例性旋翼飞行器的视图，
-图1B是根据一些实施方式的示例性旋翼飞行器的简化侧视图，
-图1C是根据一些实施方式的示例性旋翼飞行器的简化俯视图，
-图2是根据一些实施方式的具有非零曲率的四分之一翼弦线的示例性稳定翼的视图，
-图3A是到达根据一些实施方式的稳定翼的左半部分的具有非零曲率的四分之一翼弦线处的旋翼翼尖涡流中心线之间的示例性相互作用的视图，
-图3B是越过根据一些实施方式的稳定翼的左半部分的具有非零曲率的四分之一翼弦线的旋翼翼尖涡流中心线之间的示例性相互作用的视图，
-图3C是到达根据一些实施方式的稳定翼的具有非零曲率的四分之一翼弦线与机身的中心线之间的交点处的旋翼翼尖涡流中心线之间的示例性相互作用的视图，
-图4是到达根据一些实施方式的具有恒定的翼弦长度和非零曲率的四分之一翼弦线的示例性稳定翼的一系列旋翼翼尖涡流中心线的视图，
-图5是到达根据一些实施方式的在左半翼和右半翼之间具有不对称的后掠部的示例性稳定翼的一系列旋翼翼尖涡流中心线的视图，并且
-图6是根据一些实施方式的示例性的稳定翼的视图，其具有渐细的翼弦长度、具有非零曲率的四分之一翼弦线以及垂直于一系列旋翼翼尖涡流中心线的翼中心线。
具体实施方式
图1A、图1B和图1C示出了具有机身104和主旋翼102的旋翼飞行器100。图1A示出了旋翼飞行器100的三维图示，而图1B示出了旋翼飞行器100的简化侧视图，图1C示出了旋翼飞行器100的简化俯视图。
旋翼飞行器100示例性地被实施为直升机，并且主旋翼102示例性地被实施为具有多片旋翼桨叶102a、102b、102c、102d、102e的无铰链的或无铰链且无轴承的多桨叶旋翼。
然而，应注意的是，所提出的实施方式不限于直升机，并且同样可以应用于配备有旋转翼的其他旋翼飞行器，而不考虑这些旋转翼是否限定了铰接的、无铰链的或无铰链且无轴承的多桨叶旋翼。还应注意的是，所提出的实施方式也可以应用于设置有一个以上的主旋翼的情况。
事实上，示例性实施方式可以包括在应减小在稳定翼上由至少一个主旋翼的尾流产生的非定常气动载荷的、具有至少一个主旋翼和稳定翼的任何旋翼飞行器中。这种交通工具的例子可以包括例如垂直起降飞行器、多旋翼直升机、直升机、无人机等旋翼飞行器。
示例性地，旋翼飞行器100可以具有形成旋翼飞行器100的构架的机身104。机身104可以连接至合适的起落架和后机身。例如，起落架可以是图1A所示的滑橇式起落架。作为另一个例子，起落架可以具有图1B所示的轮子。后机身可以连接至尾梁121。机身104示例性地形成机舱104a，其在旋翼飞行器100的机头部分108处限定机身头部107。
图1B和图1C示出了在具有X轴、Y轴和Z轴的笛卡尔坐标系中的旋翼飞行器100。X轴在旋翼飞行器100的纵向方向上延伸穿过机头部分108和机尾部分109，并且有时也被称为纵轴或长度轴。
Y轴在旋翼飞行器100的横向方向上延伸穿过稳定翼133的左翼尖160和右翼尖160，并且有时也被称为横轴、侧轴或宽度轴。Z轴在旋翼飞行器100的垂直方向上延伸，并且有时也被称为竖轴或高度轴。
机身104可具有中心线130。中心线130可与穿过主旋翼中心103的X轴平行或重合。换言之，由中心线130和Z轴限定的平面可限定机身104在横向方向上的对称轴。
举例来说，旋翼飞行器100可以包括至少一个反力矩装置，其被构造为在运行期间提供反力矩，即，为了在偏航方面平衡旋翼飞行器100而对抗由至少一个多桨叶旋翼102的旋转产生的力矩。如果需要，可以将反力矩装置遮盖住。至少一个反力矩装置示例性地设置在旋翼飞行器100的机尾部分109处并且可以具有尾旋翼122。
如果需要，旋翼飞行器100的机尾部分109可以包括附接至尾梁121的垂直尾翼131。在一些实施方式中，垂直尾翼131可设置有方向舵132。方向舵132可适于提供增强的方向控制和旋翼飞行器100的优化的偏航微调。如果需要，方向舵132可被偏转到较大角度以减小在侧向飞行中对垂直尾翼131产生的侧向阻力。
示例性地，垂直尾翼131可以设置有T型尾翼形式的合适的水平稳定翼133。换言之，如图1A和图1B所示，水平稳定翼133可以通过垂直尾翼131和尾梁121连接至机身104。如图所示，稳定翼133可以安装到垂直尾翼131的顶部上。
如果需要，可以将稳定翼133安装在旋翼飞行器100的另一个位置。例如，可以将稳定翼133在高度轴Z上低于垂直尾翼131的顶部的位置处直接安装在机身104、尾梁121和/或垂直尾翼131上。
稳定翼133可具有左翼尖160和右翼尖160、弧形的前缘136和弧形的后缘137。
举例来说，稳定翼133可具有恒定的翼弦长度。换言之，作为连接稳定翼133的前缘136和后缘137的假想直线的、稳定翼133的翼弦对于前缘136上的每个点可以具有恒定的长度。如果需要，稳定翼133可以具有渐细的翼弦长度。换言之，稳定翼133的翼弦长度在机身104的中心线130处可以比左翼尖160和右翼尖160处更大。
示例性地，稳定翼133的四分之一翼弦线可以具有非零曲率，该四分之一翼弦线是将不同翼弦上的与前缘136相距相应的翼弦长度的四分之一处的所有点相连接的假想线。
如图1A和图1C所示，稳定翼133的四分之一翼弦线向后弯曲。换言之，当在稳定翼133的四分之一翼弦线上的任意两点之间绘制连接线时，在这任意两点之间的四分之一翼弦线节段比该连接线更靠近机头部分108。
如果需要，稳定翼133的四分之一翼弦线可以向前弯曲。换言之，当在稳定翼133的四分之一翼弦线上的任意两点之间绘制连接线时，在这任意两点之间的四分之一翼弦线节段比该连接线更靠近机尾部分109。
如果需要，稳定翼133可以在左翼尖160和右翼尖160处具有垂直或近乎垂直的延伸部。有时，翼尖处这样的垂直或近乎垂直的延伸部也被称为翼尖小翼138。如图1A所示，稳定翼133具有向下倾斜的翼尖小翼138。但是，稳定翼133可以具有向上倾斜的翼尖小翼138，或者如果需要可以具有向上且向下延伸的翼尖小翼138。
主旋翼102、因此多片旋翼桨叶102a、102b、102c、102d、102e是可驱动的，即，是可控制的，以影响运行中的旋翼飞行器100的相关俯仰姿态。示例性地，主旋翼102限定了主旋翼中心103并且包括旋翼主轴。旋翼主轴具有限定主旋翼102的旋转轴线的旋翼主轴轴线(例如，图1B的旋翼主轴轴线103a)。
在运行期间，主旋翼102可产生用于提供升力和向前或向后推力的气流结构。这种气流结构有时也被称为旋翼尾流或尾流。主旋翼102的旋翼尾流可以与稳定翼133相互作用。特别地，旋翼尾流可以将气动载荷施加到稳定翼133上。
稳定翼133上的气动载荷可以分为静态气动载荷和非定常气动载荷。静态气动载荷是期望的，因为它改善飞行稳定性和性能。非定常气动载荷是不希望的，因为它在稳定翼133和旋翼飞行器100附接稳定翼133的部分处产生结构应力。
稳定翼133上的非定常气动载荷是由气流速度和/或气流方向的改变引起的，并且可能导致稳定翼133处的升力变化。稳定翼133上的这些升力变化是响应于稳定翼133的四分之一翼弦线处的气流变化而发生的。
气流速度和方向的重大变化在旋翼尾流中以涡流形式发生。涡流是围绕细长的、通常弯曲的轴线(涡流的中心)旋转的一定量的空气。在旋翼飞行器100中，涡流从旋翼桨叶102a、102b、102c、102d、102e的翼尖流出。
由于旋翼桨叶的旋转以及在飞行方向上同时向前运动，从上方看时，旋翼翼尖涡流的轴线形状类似于螺旋。该螺旋在旋翼桨叶的翼尖处产生的同时在向前飞行期间以几乎与飞行速度相同的速度相对于旋翼飞行器100向后移动。旋翼桨叶翼尖涡流的特定部分将通过稳定翼133并产生非定常气动载荷。
由于稳定翼133上的升力变化响应于稳定翼133的四分之一翼弦线处的气流变化而发生，因此稳定翼133上的非定常气动载荷可以近似地通过旋翼桨叶翼尖涡流与稳定翼133的四分之一翼弦线之间的相互作用来模拟。
如上所述，稳定翼133的四分之一翼弦线具有非零曲率。因此，与具有平直的四分之一翼弦线的稳定翼相比，由至少一个主旋翼102产生的涡流与四分之一翼弦线之间的相互作用可以随时间发展而扩散。
事实上，由于螺旋形流型，旋翼桨叶翼尖涡流周期性地通过稳定翼133的四分之一翼弦线。对于具有N片旋翼桨叶的旋翼，会产生N个螺旋形的旋翼翼尖涡系，因此旋翼每转一圈有N个旋翼桨叶翼尖涡流通过稳定翼133。因此，周期性地以旋翼每转一圈的基本频率N产生稳定翼133处的非定常气动载荷。
与具有平直的四分之一翼弦线的稳定翼相比，由于四分之一翼弦线的弯曲形状，稳定翼133在垂直尾翼131或尾梁121处的附接部处的周期性非定常气动载荷的形状可具有更平滑的峰形和减小的幅值。这在图3A至图3C中进一步示出。
图2示出了根据一些实施方式的具有非零曲率的四分之一翼弦线的示例性稳定翼。如图2所示，稳定翼200可以具有弧形的前缘210、弧形的后缘220以及具有非零曲率的四分之一翼弦线240。
用于前缘210的词语“弧形的”意味着前缘210在翼尖260之间至少部分是弯曲的。优选地，前缘210至少在中心线230附近是弯曲的。如果需要，弧形的前缘210可以是部分平直的。
类似地，用于后缘220的词语“弧形的”意味着后缘220在翼尖260之间至少部分是弯曲的。优选地，后缘220是弯曲的。如果需要，弧形的后缘220可以是部分平直的。
仅举例来说并且不相应地限制所提出的实施方式，弧形的对象包括至少部分为C形的对象、形状像抛物线节段的对象、形状像椭圆节段的对象、半椭圆形的对象、在某些部分是圆形的而在其他部分是平直的对象等。
如图2所示，稳定翼200的翼展255可以是左翼尖260和右翼尖260之间的距离。翼展255可为左半翼展257和右半翼展258之和，其中左半翼展257可以是左翼尖260与中心线230之间的距离，右半翼展258可以是右翼尖260与中心线230之间的距离。
示例性地，稳定翼200可以具有从机身的中心线230朝着左翼尖260和右翼尖260减小的翼弦长度250。换言之，稳定翼200可以是渐细的。如果需要，稳定翼200可对于翼展255的至少一部分具有恒定的翼弦长度。
考虑引入图2所示的坐标系的情况，其中Y轴为侧轴或横轴，X轴为长度轴或纵轴。还考虑靠Y轴被缩放成使左翼尖260和右翼尖260分别与坐标Y＝﹣1和Y＝1重合，并且原点位于中心线230上。还考虑X轴应缩放成使从原点到X＝1的距离等于半翼的翼展。
如果需要，在稳定翼200的左半翼和右半翼的翼展不相等的情况下，可以为每个半翼引入单独的坐标系。然而，如图2所示，稳定翼200具有翼展相等的左半翼257和右半翼258以及相对于机身的中心线230对称的四分之一翼弦线240。
在这种情况下，四分之一翼弦线240可以描述为函数X＝f(Y)，因此四分之一翼弦线240的曲率是二阶导数d2/dY2(f(Y))。当X轴朝向前缘210为正时，后向曲率(即，弯曲部的开口朝向旋翼飞行器的机尾部分(例如，图1的旋翼飞行器100的机尾部分109)定向)对应于负值(即，d2/dY2(f(Y))＜0)，并且前向曲率(即，弯曲部的开口朝向旋翼飞行器的机头部分(例如，图1的旋翼飞行器100的机头部分108)定向)对应于正值(即d2/dY2(f(Y))＞0)，而平直的四分之一翼弦线的曲率为零(即d2/dY2(f(Y))＝0)。
例如，四分之一翼弦线240的非零曲率的绝对值可以大于0.2(即，|d2/dY2(f(Y))|＞0.2)。作为另一个例子，四分之一翼弦线240的非零曲率的绝对值可以小于4(即，|d2/dY2(f(Y))|＜4)。
如果需要，四分之一翼弦线240的非零曲率的绝对值可以具有基于与中心线230的距离的上限。例如，四分之一翼弦线240的非零曲率的绝对值可以小于4－2*|Y|(即，|d2/dY2(f(Y))|＜4－2*|Y|)。
示例性地，四分之一翼弦线240在整个翼展255上可具有非零曲率(即，d2/dY2(f(Y))≠0)。如果需要，四分之一翼弦线240可在Y＝[0.1；0.9]以及Y＝[﹣0.1；﹣0.9]的范围内或这些范围的一部分上具有非零曲率(即，d2/dY2(f(Y))≠0)。例如，四分之一翼弦线240可以至少在Y＝[0.1；0.7]和/或Y＝[﹣0.1；﹣0.7]的范围内具有非零曲率。
换言之，仅考虑右半翼(即，Y＝[0.1；0.7])，两个点272、278可以分别位于四分之一翼弦线240上距机身的中心线230的距离282、288处，使得距离282、288的大小分别为半翼展257、258的10％和70％，因此四分之一翼弦线240的非零曲率至少在两个点272、278之间不为零。
如果需要，两个附加点274、276可以分别在位于四分之一翼弦线240上的距机身中心线230的距离284、286处，使得距离284、286的大小为半翼展257、258的30％和50％，并且两个点272、278之间的直线290与两个附加点274、276之间的四分之一翼弦线240的距离270可以大于半翼展257、258的2％。
在一些实施方式中，四分之一翼弦线240的非零曲率从距机身的中心线230的第一距离的第一值发展到距机身的中心线230的第二距离的第二值，使得四分之一翼弦线240的非零曲率在距机身中心线230的第一距离和第二距离之间是非恒定的。
例如，四分之一翼弦线240的曲率可在中心线230处为2.5(即，在Y＝0处，|d2/dY2(f(Y))|＝2.5)，并且朝着左翼尖260和右翼尖260减小到曲率为0.5(即在Y＝±1处，|d2/dY2(f(Y))|＝0.5)。作为另一个例子，四分之一翼弦线240的曲率可在中心线230处为3.0(即，在Y＝0处，|d2/dY2(f(Y))|＝3.0)，并且朝着左翼尖260和右翼尖260减小到曲率为0.25(即，在Y＝±1处，|d2/dY2(f(Y))|＝0.25)。
在一些实施方式中，四分之一翼弦线240可以具有转折部(kink)。例如，四分之一翼弦线240的转折部可以在中心线230处(即，在Y＝0处)。作为另一个例子，四分之一翼弦线240可具有朝向左翼尖260和右翼尖260的转折部(例如，在Y＝±0.95处)。
如果需要，可以通过特定Y范围内的平均曲率的大小来构思实施方式族。由此，将Y值范围内(即，区间[Y1；Y2]中)的平均曲率定义为该范围开始处的一阶导数(即，d/dY(f(Y)；Y＝Y1))和该范围末段处的一阶导数(d/dY(f(Y)；Y＝Y2))之间的差值除以(Y2－Y1)的绝对值。因此，平均曲率的大小为|(d/dY(f(Y)；Y＝Y1)－d/dY(f(Y)；Y＝Y2))/(Y2－Y1)|。
在表1、2和3中示出了这样的实施方式族的例子。表1示出了Y1＝0.1的实施方式族，表2示出了Y1＝0.2的实施方式族，并且表3示出了Y1＝0.3的实施方式族。对于Y1和/或Y2的不同值，可能有另外的实施方式族。
表1
Figure BDA0002462888800000151
表2
Figure BDA0002462888800000152
表3
Figure BDA0002462888800000153
坐标Y1的可变性对于从机身、垂直尾翼或尾梁(例如，图1的旋翼飞行器100的机身104、垂直尾翼131或尾梁121)突出的稳定翼200可能是重要的。例如，从尾梁突出的稳定翼可在位于尾梁内部的Y值处没有曲率值。因此，可以从具有位于尾梁外部的Y1值的族中选择实施方式。
如上所述，具有N片旋翼桨叶的旋翼产生N个螺旋形的旋翼翼尖涡系，因此旋翼每转一圈都有N个旋翼桨叶翼尖涡流通过稳定翼200。因此，在稳定翼200处的非定常气动载荷周期性地以旋翼每转一圈的基本频率N产生。
与具有平直的四分之一翼弦线的稳定翼相比，由于四分之一翼弦线的弯曲形状，稳定翼200在垂直尾翼或尾梁处的附接部处的周期性非定常气动载荷的形状可具有更平滑的形峰和减小的幅值。
图3A、图3B和图3C是旋翼翼尖涡流中心线与具有非零曲率的四分之一翼弦线之间的相互作用的示例性时间序列的视图。如图3A、图3B和图3C所示，稳定翼300可具有弧形的前缘310、弧形的后缘320和四分之一翼弦线340。示意性示出了机身的中心线330，稳定翼300相对于该中心线是对称的。因此，四分之一翼弦线340相对于中心线330是对称的。
考虑旋翼飞行器支撑在其起落架上，当从上方观察时旋翼可以逆时针旋转，或者从上方观察时旋翼可以顺时针旋转。
图3A示出了到达四分之一翼弦线340处的旋翼翼尖涡流中心线360。在这种初始情况下(即，T＝T1)，旋翼翼尖涡流中心线360与四分之一翼弦线340相切并且旋翼翼尖涡流中心线360与四分之一翼弦线340之间的相互作用开始。
图3B示出了在相互作用开始之后很短时间处(即，T＝T2，其中T2＞T1)通过四分之一翼弦线340的旋翼翼尖涡流中心线370。
图3C示出了在与四分之一翼弦线340的相互作用结束并且旋翼翼尖涡流中心线380到达四分之一翼弦线340与中心线330的交点处时(即，T＝T3，其中T3＞T2)的旋翼翼尖涡流中心线380。
与类似的稳定翼的类似的平直的四分之一翼弦线相比，旋翼翼尖涡流中心线360、370、380跨过稳定翼300的弯曲的四分之一翼弦线340行进更长的时间(即，T1到T3)以及更长的距离。
因此，旋翼翼尖涡流中心线360、370、380与弯曲的四分之一翼弦线340相互作用的持续时间比其与平直的四分之一翼弦线之间更长。旋翼翼尖涡流中心线360、370、380和四分之一翼弦线340之间相互作用的持续时间越长意味着在一个特定的时刻处对四分之一翼弦线340上的相对局部的冲击限制越多，因此稳定翼300上的气动载荷输入越小。
相比之下，如果相互作用的持续时间短，或者在极端情况下旋翼翼尖涡流中心线360和四分之一翼弦线仅在某个时刻几乎重合(例如，在平直的四分之一翼弦线的情况下比在适当弯曲的四分之一翼弦线的情况下更有可能发生)，则由于气动载荷变化沿着稳定翼的整个翼展几乎在同一时刻瞬时发生而会由此产生短而强的气动载荷峰值。
通过使四分之一翼弦线340的曲率和取向与旋翼翼尖涡流中心线360、370、380的曲率和取向之间产生较大差异，所提出的具有弯曲的四分之一翼弦线340的稳定翼300的实施方式允许旋翼翼尖涡流中心线360、370、380和稳定翼300之间的较长的相互作用时间(例如，T1至T3)。
图3A、图3B和图3C分别示出了在时间T1、T2和T3处的向前弯曲的旋翼翼尖涡流中心线360、370、380与向后弯曲的四分之一翼弦线340之间的相互作用。如图3A、图3B和图3C所示，具有前向曲率的旋翼翼尖涡流中心线在巡航飞行中通常与T型尾翼(即，附接在垂直尾翼顶部的稳定翼)更相关，因为向前弯曲的旋翼翼尖涡流中心线在旋翼盘的后缘处产生并且T型尾翼稳定翼在几何上靠近旋翼后缘。
因此，与具有平直的四分之一翼弦线的稳定翼相比，具有向后弯曲的四分之一翼弦线的T型尾翼稳定翼受到在旋翼盘的后缘处产生的旋翼翼尖涡流中心线的影响可以更小。
然而，旋翼还产生具有后向曲率的旋翼翼尖涡流中心线。例如，旋翼可在旋翼盘的前缘处产生具有后向曲率的旋翼翼尖涡流中心线。
附接成使得其在多种飞行条件下与旋翼盘的前缘处产生的涡流相互作用的稳定翼在该稳定翼的四分之一翼弦线具有前向曲率的情况下可与这些向后弯曲的旋翼翼尖涡流中心线相互作用更长的时间。因此，具有前向曲率的稳定翼在暴露于具有后向曲率的旋翼翼尖涡流中心线时可经受较低的气动载荷峰值。
考虑旋翼飞行器是具有一个主旋翼的直升机的情况。进一步考虑主旋翼的主旋翼中心与机身的中心线重合(例如，主旋翼中心103与图1C的机身104的中心线130重合)，并且由于主旋翼关于直升机的中间平面的非对称性因此由主旋翼散发的旋翼翼尖涡流中心线相对于机身的中心线是不对称的。
在这种情况下，四分之一翼弦线340的弯曲形状、因此稳定翼300的平面形状可以被定制成使气动载荷最小化。例如，基于旋翼飞行器的运行，稳定翼300的平面形状可以被设计成使得在预定位置处(例如，稳定翼300的附接位置)的总气动载荷(例如，跨过稳定翼300的翼展通过整合获得)不超过预定值。
作为另一个例子，基于旋翼飞行器的运行，稳定翼300的平面形状可以被设计成使得旋翼翼尖涡流中心线360、370、380与稳定翼300的每个位置处的四分之一翼弦线340之间的局部相互作用的时间序列适当地错开，以在稳定翼300的相关位置处随时间实现接近恒定的总气动载荷。
如图2、图3A、图3B和图3C所示，稳定翼可以是渐细的。换言之，翼弦长度250可以在中心线230处比在翼尖260处更长，或者翼尖260处的翼弦长度250除以中心线230处的翼弦长度250的比值可以小于1。例如，翼尖260处的翼弦长度250除以中心线230处的翼弦长度250的比值可以在0.2与0.8之间的区间中。
然而，即使图2、图3A、图3B和图3C所示的稳定翼200、300是渐细的，弯曲的四分之一翼弦线240、340也可以与任何种类的展向翼弦长度演变相结合。
例如，图4是到达根据一些实施方式的具有恒定的翼弦长度450的示例性稳定翼400的一系列旋翼翼尖涡流中心线460、470、480的视图。换言之，稳定翼400在稳定翼400的左翼尖457和右翼尖457之间可具有恒定的翼弦长度450。
如图4所示，稳定翼400可以具有弧形的前缘410、弧形的后缘420和具有非零曲率的四分之一翼弦线440。示意性示出了机身的中心线430，稳定翼400相对于该中心线是对称的。因此，四分之一翼弦线440相对于中心线430是对称的。
举例来说，翼弦长度450可以在任何翼展站位Y处(即，在Y＝﹣1和Y＝1之间的任何位置处)是恒定的。在此例子中，由于稳定翼400在任何翼展站位Y处均具有弧形的前缘410和恒定的翼弦长度450，因此前缘410、后缘420和四分之一翼弦线440具有相同的弧形形状和相同的非零曲率。
如图2、图3A、图3B、图3C和图4所示，稳定翼200、300、400可以相对于中心线230、330、430是对称的。但是，如果需要，稳定翼可以相对于中心线是不对称的。
例如，图5是到达根据一些实施方式的在左半翼504和右半翼502之间具有不对称的后掠部的示例性稳定翼500的一系列旋翼翼尖涡流中心线560、570、580的视图。
事实上，如图5所示，稳定翼500的左半翼504可以具有第一后掠部，右半翼502可以具有不同于第一后掠部的第二后掠部。例如，左半翼504可具有比右半翼502更小的后掠部。如果需要，左半翼504可具有比右半翼502更大的后掠部。
如图5所示，稳定翼500可以具有弧形的前缘510、弧形的后缘520以及具有非零曲率的四分之一翼弦线540。
例如，稳定翼500可以具有恒定的翼弦长度550。如果需要，翼弦长度550可以在任何翼展站位Y处(即，在Y＝﹣1和Y＝1之间的任何位置处)是恒定的。在此例子中，由于稳定翼500在任何翼展站位Y处均具有弧形的前缘510和恒定的翼弦长度550，因此前缘510、后缘520和四分之一翼弦线540具有相同的弧形形状和相同的非零曲率。
然而，由于稳定翼500相对于中心线530是不对称的，因此左半翼504的四分之一翼弦线540具有第一曲率，右半翼502的四分之一翼弦线540具有第二曲率，其中第二曲率不同于第一曲率。
例如，右半翼502可以具有比左半翼504更大的四分之一翼弦线540的曲率。如果需要，右半翼502可以具有比左半翼504更小的四分之一翼弦线540的曲率。
如果需要，左半翼504可以具有第一长度，右半翼502可以具有不同于第一长度的第二长度。换言之，左半翼504和右半翼502中的一个可构成翼展555的50％以上。例如，左半翼504可比右半翼502更短。作为另一个例子，右半翼502可比左半翼504更短。
可以将右半翼502和左半翼504的长度选择为使右半翼502和左半翼504上的气动载荷对稳定翼500的附接部周围(例如，旋翼飞行器的垂直尾翼、尾梁或机身处)的滚转力矩的贡献相等。可以基于结构需要来确定稳定翼的附接部处的气动载荷的静态和/或动态分量的减少量。
如果需要，稳定翼500可以包括翼尖小翼(例如，图1的翼尖小翼138)。翼尖小翼可以增加稳定翼500的气动升力，而不增加翼展555。
由于翼展555、相应地特别是右半翼502和左半翼504的长度限定了用于稳定翼500的附接部处的滚转力矩的有效杠杆臂，并且由于翼尖小翼的取向垂直于旋翼翼尖涡流中心线560、570、580(这限制了旋翼翼尖涡流中心线560、570、580和翼尖小翼之间的相互作用)，因此对于给定的气动升力目标，翼尖小翼的使用有可能减小稳定翼500的附接部处的振荡滚转力矩。
可以利用四分之一翼弦线540的弯曲部和/或右半翼502和左半翼504之间的后掠部的不对称性来进一步减小稳定翼500上的非定常气动载荷。
例如，选择四分之一翼弦线540的预定弯曲部与左半翼504和右半翼502的预定后掠部的组合可以允许沿着稳定翼500的左半翼504和右半翼502的翼展站位Y独立地调整旋翼翼尖涡流中心线560、570、580之间的相互作用的时间序列。
为了解释这种效果，可以认为先前对称的稳定翼相对于机身中心线转动了一定角度ψ，这导致后掠部不对称。
图6是根据一些实施方式的示例性的稳定翼600的视图，其具有曲率非零的四分之一翼弦线640和垂直于一系列旋翼翼尖涡流中心线660、670、680的翼中心线635。
举例来说，稳定翼600可以具有渐细的翼弦长度650。如果需要，翼弦长度650可以从翼中心线635朝向翼尖减小(即，翼弦长度650随着与翼中心线635的距离增加而减小)。在此例子中，前缘610、后缘620和四分之一翼弦线640都可以具有不同的弧形形状和不同的非零曲率。
如图6所示，稳定翼600可以相对于翼中心线635是对称的。由于翼中心线635相对于机身的中心线630转动了角度ψ，因此稳定翼600相对于机身的中心线630可以是不对称的。
由于翼中心线635垂直于一系列旋翼翼尖涡流中心线660、670、680，因此旋翼翼尖涡流中心线660、670、680中的每一个同时到达稳定翼600的两个半翼。由此，稳定翼600的翼中心线635周围的弯矩在时间上同相地发生。
如图6所示，稳定翼600可以相对于机身的中心线630转动，使得旋翼翼尖涡流中心线660、670、680垂直于翼中心线635。翼中心线635和机身的中心线630之间的实际转动角度ψ可取决于旋翼飞行器的实际构造。
例如，对于具有主旋翼中心在稳定翼600前方位于机身的中心线630处并且当从上方观察时逆时针转动的一个主旋翼的旋翼飞行器，可以选择在0°和30°之间的角度ψ。作为另一个例子，对于具有主旋翼中心在稳定翼600前方位于机身的中心线630处并且当从上方观察时顺时针转动的一个主旋翼的旋翼飞行器，可以选择在0°和﹣30°之间的角度ψ。
图2至图6所示的稳定翼200、300、400、500或600的弹性可能会影响气动载荷，因为四分之一翼弦线240、340、440、540、640的曲率可能导致弯曲和扭转时的耦合反应。因此，气动载荷造成的稳定翼200、300、400、500、600的垂直弯曲可能伴随着稳定翼围绕Y轴的弹性扭转。提供允许在稳定翼的附接部处弹性扭转和/或在Y轴周围具有扭转结构的稳定翼可以减小气动载荷，因为扭转可改变迎角，从而改变稳定翼上的气动载荷。
如果需要，图2至图6的稳定翼200、300、400、500或600可以具有扭转部，其是弦线与水平XY平面之间对于不同翼展站位Y的角度变化部。换言之，稳定翼200、300、400、500或600可在翼展的至少一部分上具有可变的安装角。
如果需要，除了具有非零曲率的四分之一翼弦线240、340、440、540或640之外，图2至6的稳定翼200、300、400、500或600还可具有扭转部。稳定翼200、300、400、500或600的额外的扭转部可以补偿相应的稳定翼200、300、400、500或600的左半翼和右半翼上的不对称入流情况。
考虑旋翼尾流相对于机身中心线不对称的情况。例如，如图5所示，产生旋翼翼尖涡流中心线560、570、580的旋翼尾流相对于由机身中心线530和Z轴限定的平面不对称。
在这种情况下，在非扭转的水平稳定翼的情况下，旋翼翼尖涡流中心线560、570、580可能在左半翼504和右半翼502之间的产生不对称的平均气动载荷。
举例来说，稳定翼500可以通过弯曲的四分之一翼弦线540和跨过翼展555的可变安装角针对最相关的飞行状态(例如，水平向前飞行)使左半翼504和右半翼502在稳定翼500的附接部处的升力和翼根力矩的时间平均值相等，从而减小左半翼504和右半翼502在稳定翼500的附接部处施加的组合的静态滚转力矩。
如果需要，图2至图6的稳定翼200、300、400、500、600可以包括安装角的展向分布。安装角的展向分布可降低稳定翼的翼根处气流分离的风险。气流分离的危险随着稳定翼上负压值的增加而增加。
示例性地，可以在从图2至图6的稳定翼200、300、400、500或600的翼尖到稳定翼的翼根的方向上减小迎角，从而减小在稳定翼的翼根的下表面处所产生的负压值。
如果将稳定翼安装到旋翼飞行器的垂直尾翼上，则稳定翼表面的靠近稳定翼的翼根的部分特别容易发生气流分离。事实上，除了稳定翼本身引起的低压外，垂直尾翼的低压场也延伸到稳定翼的靠近稳定翼的翼根的表面部分。
旋翼飞行器的垂直尾翼可提供抵抗旋翼力矩的反力矩。例如，垂直尾翼可以在具有从上方观察时逆时针旋转的旋翼的旋翼飞行器中产生向右的(即，在正Y方向上)力。事实上，由垂直尾翼产生的力是通过垂直尾翼右表面上的负压来实现的。
在该例子中，稳定翼的翼弦与XY平面之间的零度安装角可以在垂直尾翼的右侧(即，在具有正Y的翼展站位处)。如果需要，稳定翼的翼弦与XY平面之间的安装角可以从安装角为零度的翼展站位朝左翼尖(即，在负Y方向上)连续增大，并且从安装角为零度的翼展站位朝右翼尖(即，在正Y方向上)连续减小。
替代地，对于当从上方观察时顺时针旋转的旋翼，左垂直尾翼表面将会受到负压。因此，稳定翼的翼弦与XY平面之间的零度安装角可以在垂直尾翼的左侧(即，在具有负Y的翼展站位处)。
如果需要，稳定翼的翼弦与XY平面之间的安装角可以从安装角为零度的翼展站位朝右翼尖(即，在正Y方向上)连续增大，并且从安装角为零度的翼展站位朝左翼尖(即，在负Y方向上)连续减小。
跨过稳定翼的翼展的安装角分布可以整体沿纵坐标移动(即，沿着Y轴移动，以横跨整个翼展均匀地增大或减小安装角)，这不会改变沿横坐标的变化(即沿X轴的扭转)，而仅改变整体安装角，因此改变整个稳定翼的升力。
举例来说，安装角朝向稳定翼的翼根的变化与朝向稳定翼的翼尖相比可能更大。换言之，对于给定的安装角θ和从稳定翼的左翼尖处的Y＝﹣1到右翼尖处的Y＝1的横轴Y，安装角的变化dθ/dY大于展向区域Y＝[﹣0.5…0.5]中的平均扭转(即θ(Y＝﹣1)至θ(Y＝1)/2)
示例性地，跨过稳定翼的翼展的安装角分布可具有预定的上限和下限。如果需要，可以在预定的上限和下限之间选择跨过稳定翼的翼展的实际安装角分布。例如，可以基于主要飞行模式来选择跨过稳定翼的实际安装角分布的选项。
应注意的是，上述实施方式仅是为了说明本发明的可能的实现方式而描述的，而不是为了将本发明限制于此。相反，所描述的实施方式的多种修改和变化是可行的，因此也应被认为是本发明的一部分。
举例来说，图5的不对称的稳定翼500被示出为具有恒定的翼弦长度550。然而，如果需要，不对称的稳定翼550可以是渐细的。类似地，图6的稳定翼600被示出为是渐细的。然而，如果需要，稳定翼600可以具有恒定的翼弦长度。
作为另一个例子，图2至图6的稳定翼200、300、400、500、600被示出为具有预定的后掠部。如果需要，稳定翼200、300、400、500、600可以具有不同的后掠部。例如，稳定翼200、300、400、500、600的后掠部可能大于或小于图2至图6所示的后掠部。
此外，附图中的稳定翼200的四分之一翼弦线240的非零曲率的绝对值的下限被指定为0.2(即，|d2/dY2(f(Y))|＞0.2)，并且四分之一翼弦线240的非零曲率的绝对值的上限被指定为4(即，|d2/dY2(f(Y))|＜4)。
然而，四分之一翼弦线240的非零曲率的绝对值的下限可以被选择为大于或小于0.2。类似地，四分之一翼弦线240的非零曲率的绝对值的上限可以被选择为大于或小于4。如果需要，可以基于旋翼翼尖涡流中心线的形状来选择四分之一翼弦线240的非零曲率的绝对值的下限和上限。
类似地，四分之一翼弦线240的非零曲率的绝对值可以具有基于距中心线230的距离的上限，并且上限减小的因子可以是因子A，其可以从区间[0；B]中选择，其中B是四分之一翼弦线240的非零曲率的绝对值的上限。例如，四分之一翼弦线240的非零曲率的绝对值可以小于B－(B－C)*|Y|，其中B∈[1；4]并且C∈[0；1](即|d2/dY2(f(Y))|＜B－(B－C)*|Y|)。
附图标记列表
100 旋翼飞行器
102 主旋翼
102a、102b、102c、102d、102e 旋翼桨叶
103 主旋翼中心
103a 旋翼主轴轴线
104 机身
104a 机舱
107 机身头部
108 机头部分
109 机尾部分
121 尾梁
122 尾旋翼
130 中心线
131 垂直尾翼
132 方向舵
133 尾翼、稳定翼
136 前缘
137 后缘
138 翼尖小翼
160 翼尖
200 稳定翼
210 前缘
220 后缘
230 中心线
240 四分之一翼弦线
250 翼弦长度
255 翼展
257 半翼展(左半翼)
258 半翼展(右半翼)
260 翼尖
270 距离
272、274、276、278 四分之一翼弦线上的点
282 为翼展的10％的距离
284 为翼展的30％的距离
286 为翼展的50％的距离
288 为翼展的70％的距离
290 直线
300 稳定翼
310 前缘
320 后缘
330 中心线
340 四分之一翼弦线
360、370、380 旋翼翼尖涡流中心线
400 稳定翼
410 前缘
420 后缘
430 中心线
440 四分之一翼弦线
450 翼弦长度
457 翼尖
460、470、480 旋翼翼尖涡流中心线
500 稳定翼
502 右半翼
504 左半翼
510 前缘
520 后缘
530 中心线
540 四分之一翼弦线
550 翼弦长度
555 翼展
560、570、580 旋翼翼尖涡流中心线
600 稳定翼
610 前缘
620 后缘
630 机身中心线
635 翼中心线；
640 四分之一翼弦线
650 翼弦长度
660、670、680 旋翼翼尖涡流中心线；
X 纵轴、长度轴
Y 横轴、侧轴、宽度轴
Z 竖轴、高度轴

Claims (16)

1.一种旋翼飞行器(100)，包括：
机身(104)，其具有中心线(130)；
至少一个主旋翼(102)，其在运行期间产生涡流(460，470，480)；以及
稳定翼(133)，其连接至所述机身(104)，
其特征在于，所述稳定翼(133，400)具有：
左翼尖(160，457)；
右翼尖(160，457)；
具有非零曲率的四分之一翼弦线(440)，所述四分之一翼弦线(440)的所述非零曲率导致所述稳定翼(133，400)上由所述至少一个主旋翼(102)的尾流产生的非定常气动载荷减小，使得由所述至少一个主旋翼(102)产生的所述涡流(460，470，480)与所述四分之一翼弦线(440)之间的相互作用随时间发展而扩散；
弧形的前缘(410)；以及
弧形的后缘(420)。
2.根据权利要求1所述的旋翼飞行器(100)，其中，所述机身(104)在纵向方向(X)上在机头部分(108)和机尾部分(109)之间延伸，并且其中所述稳定翼(133)的所述四分之一翼弦线在所述左翼尖或所述右翼尖(160)中的至少一个处比在所述机身(104)的所述中心线(130)处更靠近所述机尾部分(109)。
3.根据权利要求1所述的旋翼飞行器(100)，其中，所述机身(104)在纵向方向(X)上在机头部分(108)与机尾部分(109)之间延伸，并且其中所述稳定翼(133)的所述四分之一翼弦线在所述左翼尖或所述右翼尖(160)中的至少一个处比在所述机身(104)的所述中心线(130)处更靠近所述机头部分(108)。
4.根据前述任一项权利要求所述的旋翼飞行器(100)，其中，所述四分之一翼弦线(240)的所述非零曲率的绝对值大于0.2，其中所述四分之一翼弦线(240)是函数并且所述非零曲率是所述函数的二阶导数。
5.根据权利要求4所述的旋翼飞行器(100)，其中，所述四分之一翼弦线(240)的所述非零曲率的所述绝对值小于4。
6.根据前述任一项权利要求所述的旋翼飞行器(100)，其中，所述四分之一翼弦线(240)的所述非零曲率从距所述机身(104)的所述中心线(230)的第一距离处的第一值发展到距所述机身(104)的所述中心线(230)的第二距离处的第二值，使得所述四分之一翼弦线(240)的所述非零曲率在距所述机身(104)的所述中心线(230)的所述第一距离和所述第二距离之间不恒定。
7.根据前述任一项权利要求所述的旋翼飞行器(100)，其中，所述稳定翼(200)在所述中心线(230)与所述左翼尖或所述右翼尖(260)之间具有半翼展(257，258)，其中第一点(272)、第二点(274)、第三点(276)和第四点(278)分别在所述四分之一翼弦线(240)上位于距所述机身的所述中心线(230)的第一距离(282)、第二距离(284)、第三距离(286)和第四距离(288)处，其中所述第一距离(282)、所述第二距离(284)、所述第三距离(286)和所述第四距离(288)分别为所述半翼展(257，258)的10％、30％、50％和70％，其中所述四分之一翼弦线(240)的所述非零曲率在所述第一点(272)和所述第四点(278)之间不为零，并且其中所述第一点(272)和所述第四点(278)之间的直线(290)距所述第二点(274)和所述第三点(276)之间的四分之一翼弦线(240)为第五距离(270)，所述第五距离大于所述半翼展(257，258)的2％。
8.根据前述任一项权利要求所述的旋翼飞行器(100)，其中，所述四分之一翼弦线(240)相对于所述机身的所述中心线(230)是对称的。
9.根据前述任一项权利要求所述的旋翼飞行器(100)，其中，所述稳定翼(133)被安装到所述机身(104)、附接至所述机身(104)的尾梁(121)或附接至所述尾梁(121)的垂直尾翼(131)中的至少一个上。
10.根据前述任一项权利要求所述的旋翼飞行器(100)，其中，所述稳定翼(400)在所述稳定翼(400)的所述左翼尖和所述右翼尖(457)之间具有恒定的翼弦长度(450)。
11.根据权利要求1至9中任一项所述的旋翼飞行器(100)，其中，所述稳定翼(200)的翼弦长度(250)从所述机身的所述中心线(230)朝着所述稳定翼(200)的所述左翼尖和所述右翼尖(260)减小。
12.根据权利要求1至7中任一项所述的旋翼飞行器(100)，其中，所述稳定翼(500)还包括：
具有第一后掠部的左半翼(504)；以及
具有不同于所述第一后掠部的第二后掠部的右半翼(502)。
13.根据权利要求12所述的旋翼飞行器(100)，其中，所述左半翼(504)具有带有第一曲率的四分之一翼弦线(540)，其中所述右半翼(502)具有带有第二曲率的四分之一翼弦线(540)，并且其中所述第二曲率不同于所述第一曲率。
14.根据权利要求12所述的旋翼飞行器(100)，其中，所述左半翼(504)具有第一长度，并且所述右半翼(502)具有不同于所述第一长度的第二长度。
15.根据前述任一项权利要求所述的旋翼飞行器(100)，其中，所述稳定翼(133)还包括翼尖小翼(138)。
16.根据前述任一项权利要求所述的旋翼飞行器(100)，其中，所述旋翼飞行器被实施为直升机。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6731604B2 (ja) * 2018-03-31 2020-07-29 中松　義郎 高速ドローン等航空機
US11945585B2 (en) * 2022-02-15 2024-04-02 Lockheed Martin Corporation Control surface support for an aircraft
EP4361035A1 (en) 2022-10-28 2024-05-01 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH A rotorcraft with a tail boom and an integral stabilizer arrangement

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5738301A (en) * 1995-07-21 1998-04-14 Eurocopter France Rotary-wing aircraft of the compound type, and rear structural element for such an aircraft
EP2708466A1 (fr) * 2012-09-17 2014-03-19 Airbus Helicopters Moyen de stabilisation en tangage et aéronef à voilure tournante muni d'un tel moyen
EP2899118A1 (en) * 2014-01-27 2015-07-29 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Rotorcraft with a fuselage and at least one main rotor
CN104816827A (zh) * 2015-04-01 2015-08-05 天峋创新（北京）科技有限公司 一种翼尖后掠下反的低诱导阻力直升机旋翼
CN104870308A (zh) * 2012-12-13 2015-08-26 思道普劳特科技有限公司 飞行器和用于操作飞行器的方法
US20160090176A1 (en) * 2014-09-30 2016-03-31 Airbus Helicopters Rotorcraft having a stabilizer device

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1503950A (en) * 1920-06-01 1924-08-05 Vincent E Heywood Aeroplane
FR1511006A (fr) * 1966-12-13 1968-01-26 Sud Aviation Dispositif directionnel et propulsif pour hélicoptère
US3464650A (en) 1967-10-18 1969-09-02 Ryan Aeronautical Co Aircraft with flapped rotor/wing
US3902688A (en) 1974-03-15 1975-09-02 Textron Inc I-tail empennage
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.
WO1999067130A1 (en) 1998-06-25 1999-12-29 Sikorsky Aircraft Corporation Horizontal stabilizer for rotorcraft
US20050151001A1 (en) 2003-07-02 2005-07-14 Loper Arthur W. Compound helicopter
CN102149599B (zh) * 2008-06-20 2014-11-19 航空伙伴股份有限公司 弯曲的机翼末梢
US20100123047A1 (en) * 2008-11-14 2010-05-20 Williams Aerospace, Inc. Blended Wing Body Unmanned Aerial Vehicle
IT1399537B1 (it) * 2009-06-23 2013-04-19 Cagnoni Ala di elevato allungamento con forma in pianta curva per aeromobili operanti in regime transonico
FR2962972B1 (fr) * 2010-07-20 2013-04-12 Eurocopter France Procede et aeronef a voilure tournante muni d'un moyen de stabilisation minimisant le phenomene de bosse d'assiette
FR2990684B1 (fr) 2012-05-21 2014-11-21 Eurocopter France Procede de commande des volets d'ailes et de l'empennage horizontal d'un helicoptere hybride
CN103979105B (zh) 2014-05-23 2015-11-18 深圳市艾特航空科技股份有限公司 一种垂直起降可变翼飞行器
US20160031554A1 (en) 2014-07-30 2016-02-04 Siniger LLC Control system for an aircraft
CN105366033A (zh) * 2015-11-10 2016-03-02 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种滑翔类飞行器的机翼非对称后掠滚转控制方法
CN106516082A (zh) 2016-12-01 2017-03-22 顺丰科技有限公司 一种t型尾翼及配有t型尾翼的飞机
US10450062B1 (en) * 2017-06-28 2019-10-22 Amazon Technologies, Inc. Versatile multirotor aerial vehicles
FR3074142A1 (fr) * 2017-11-30 2019-05-31 Airbus Helicopters Giravion de type hybride comportant un empennage horizontal et deux derives agencees sur l'empennage horizontal
CN108583867B (zh) * 2018-06-27 2023-10-17 长沙紫宸科技开发有限公司 一种扭矩自平衡三涵道风扇仿生飞行器

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5738301A (en) * 1995-07-21 1998-04-14 Eurocopter France Rotary-wing aircraft of the compound type, and rear structural element for such an aircraft
EP2708466A1 (fr) * 2012-09-17 2014-03-19 Airbus Helicopters Moyen de stabilisation en tangage et aéronef à voilure tournante muni d'un tel moyen
CN104870308A (zh) * 2012-12-13 2015-08-26 思道普劳特科技有限公司 飞行器和用于操作飞行器的方法
EP2899118A1 (en) * 2014-01-27 2015-07-29 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Rotorcraft with a fuselage and at least one main rotor
US20160090176A1 (en) * 2014-09-30 2016-03-31 Airbus Helicopters Rotorcraft having a stabilizer device
CN104816827A (zh) * 2015-04-01 2015-08-05 天峋创新（北京）科技有限公司 一种翼尖后掠下反的低诱导阻力直升机旋翼

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Publication number Publication date
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US11702199B2 (en) 2023-07-18
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US20200339253A1 (en) 2020-10-29
PL3730403T3 (pl) 2022-09-05

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