CN1714022A - 具有前缘槽的螺旋桨旋翼叶片 - Google Patents

Abstract

提供一种螺旋桨旋翼叶片(27a，27b，127a，127b)，其具有至少位于螺旋桨旋翼叶片内侧部的固定的翼展向前缘槽(215)。借助设置在有选择成形的凹入区域(219)中的有选择成形的缝翼条(217)，形成所述槽(215)，所述凹入区域位于螺旋桨旋翼叶片主要部分的前缘(202)。所述槽(215)有选择地成形，由此螺旋桨旋翼叶片的下翼面上方的部分气流转向螺旋桨旋翼叶片主要部分和缝翼条(217)之间，存在于螺旋桨旋翼叶片的上翼面上方。本发明可以用于军用型倾斜旋翼飞行器(11)和民用型倾斜旋翼飞行器(111)，和具有较小的变化以适应螺旋桨旋翼叶片的不同外形。

Description

具有前缘槽的螺旋桨旋翼叶片

技术领域

本发明涉及用于倾斜旋翼飞行器或其它旋翼飞行器的螺旋桨旋翼。更具体的，本发明涉及具有前缘槽的螺旋桨旋翼叶片。

背景技术

倾斜旋翼飞行器是独特的旋翼飞行器，因为它们具有在直升机模式和飞机模式之间运转的倾斜旋翼组件，在直升机模式中倾斜旋翼组件向上旋转以允许倾斜旋翼飞行器如同常规直升机一样起飞、盘旋、飞行和着陆，在飞机模式中倾斜旋翼组件向前倾斜以允许倾斜旋翼飞行器如同常规固定翼推进器驱动的飞行器一样飞行。第一台倾斜旋翼飞行器被设计严格用于军事用途，但是现在进行了尝试来制造民用型倾斜旋翼飞行器，和具有两套机翼组件和四个倾斜旋翼引擎机舱的“四方”倾斜旋翼飞行器。

因为倾斜旋翼飞行器必须在直升机模式和飞机模式下运转，并且在二者之间转换的同时能够运转，所以称为螺旋桨旋翼的旋转机翼具有直升机旋转机翼和飞机推进器的性能和特征。例如，螺旋桨旋翼叶片典型地长于飞机推进器，但是短于直升机旋转机翼。此外，螺旋桨旋翼通常具有如同飞机推进器的厚螺旋状内侧部分，但是如同直升机旋转机翼薄的平叶梢。

尽管倾斜旋翼飞行器提供了许多特有的优势，它们也存在许多特有的挑战。一个问题是螺旋桨旋翼的尺寸和长度受到严格限制。在设计用于倾斜旋翼飞行器的螺旋桨旋翼的另一个问题是在直升机模式中可能提升性能的改变可能会不利地影响飞机模式中的性能，反之亦然。例如，公认为可以改进直升机模式中的盘旋推进力的改变可能引起飞机模式中显著的阻力障碍。如果要开发大的倾斜旋翼飞行器，它们会需要先进的高升力原理以便防止螺旋桨旋翼尺寸变得过大。

尽管在旋翼飞行器设计领域中已经取得巨大进展，但仍然有很大的挑战。

发明内容

倾斜旋翼飞行器和其它旋翼飞行器存在一种需要，即能够提供改善的盘旋最大推进功率而不折损飞行器的向前飞行性能。

因此，本发明的一个目标是提供一种用于倾斜旋翼飞行或其它旋翼飞行器的螺旋桨旋翼，对于所述飞行器盘旋最大推进功率增加而不折损飞行器的向前飞行性能。

实现上述目标是通过提供一种螺旋桨旋翼叶片，其具有至少位于螺旋桨旋翼叶片内侧部的固定的翼展向前缘槽。借助设置在有选择成形的凹入区域中的有选择成形的缝翼条，形成所述槽，所述凹入区域位于螺旋桨旋翼叶片主要部分的前缘。所述槽有选择地成形，由此螺旋桨旋翼叶片的下翼面上方的部分气流转向螺旋桨旋翼叶片主要部分和缝翼条之间，改变方向到螺旋桨旋翼叶片的上翼面上方。本发明可以用于军用型倾斜旋翼飞行器和民用型倾斜旋翼飞行器，和具有较小的变化以适应螺旋桨旋翼叶片的不同外形。

根据本发明具有前缘槽的螺旋桨旋翼飞行器提供以下优势：(1)能实现最大升力显著提高而不明显增加在低升力系数下的阻力；(2)增加最大升力能用于形成可操作性和灵敏性增加，和/或增加最大有效载荷；(3)能将2-D动态失速涡流形成延迟到极高冲角；(4)能消除动态失速引起的俯仰力矩偏移；(5)最大升力比阻力比值能效增加；(6)所述槽与离心力载荷隔离；(7)叶片杆能保持连续载荷路径；(8)飞行器振动减小；以及(9)能便于在安装地点拆除所述缝翼条以便维修和更换，而不用拆除整个螺旋桨旋翼叶片。

附图说明

被认为是本发明特征的新颖特点在随附的权利要求中阐明。而且，通过研究时结合附图参照以下详细说明，将最好地理解本发明本身及其优选应用方式以及进一步的目标和优势。

图1是根据本发明具有设置前缘槽的螺旋桨旋翼叶片的军用型倾斜旋翼飞行器透视图；

图2是根据本发明具有设置前缘槽的螺旋桨旋翼叶片的民用型倾斜旋翼飞行器透视图；

图3是图1的军用型倾斜旋翼飞行器的一个螺旋桨旋翼叶片的分解视图；

图4是图3的剖面IV的放大装配图。

图5是示意图，示出在图3中V-V线截取的螺旋桨旋翼叶片沿翼弦的横截面轮廓；

图6是部分翼弦向横截面示意图，示出在穿过本发明螺旋桨旋翼叶片前缘槽的各位置压力系数；

图7是一曲线图，其对比常规螺旋桨旋翼叶片沿翼展向长度各个点的升力系数曲线和根据本发明的螺旋桨旋翼叶片的升力系数曲线；

图8是一曲线图，示出根据本发明的螺旋桨旋翼叶片在沿翼展向长度各个点的失速开始界限冲角；

图9是一曲线图，其对比常规螺旋桨旋翼叶片在各个冲角的升力系数曲线和根据本发明螺旋桨旋翼叶片的升力系数曲线；

图10是一曲线图，对比常规螺旋桨旋翼叶片在各个推进力/密度比的扭矩/密度比曲线和根据本发明螺旋桨旋翼叶片的扭矩/密度比曲线。

具体实施方式

本发明提供一种提高盘旋最大推进功率并且不折损倾斜旋翼飞行器或其它旋翼飞行器的向前飞行性能的装置。尽管本发明参照倾斜旋翼飞行器进行说明，应当理解的是本发明可以用于其它类型的旋翼飞行器，例如倾斜机翼和尾翼(tail sitter)飞行器。还应理解的是在此描述的民用和军用倾斜旋翼飞行器都可以具有两组机翼组件和两套倾斜旋翼组件，或者可以是具有四个机翼构件和四套倾斜旋翼组件的“四方”型倾斜旋翼飞行器。

有几种可能途径用于提高盘旋最大推进能力并且不折损向前飞行性能，包括变几何旋翼、叶片上控制、活动螺旋形和高升力翼面。本发明致力于高升力翼片的领域。

在高升力翼片的方法中，许多不同实施方案是有效的，包括动态槽、可动态变形翼前缘、循环控制、翼后缘副翼、动态共轭可变行外形、以及固定槽结构。尽管这些方法中的每一种方法具有一些益处和优势，唯一一种不需要在螺旋桨旋翼叶片上动态移动部分的是固定槽结构。因此，本发明的优选实施方案是固定前缘槽。

在高冲角处，理想的是具有更大升力和使空气在翼面上方流动而不以涡流的形式离开翼面。所述的离开翼面降低升力并且涡流和其它类型的紊流引起阻力。

最近的研究表明，使用前缘槽能获得相当大的最大升力增量。最大升力的这种增加能用于使可操作性和灵敏性提高和/或有效载荷提高。研究还表明使用前缘槽延迟将2-D动态失速涡流的形成延迟到极高的冲角和消除由2-D动态失速引起的俯仰力矩偏移。同样的，借助本发明的前缘槽也能实现振动载荷降低。

本发明槽的结构是有效的，因为对于一些槽结构，大阻力障碍产生于低升力系数时，其对倾斜旋翼飞行器的动力需求产生不利影响。

在军用型倾斜旋翼飞行器和民用型倾斜旋翼飞行器的螺旋桨旋翼叶片之间存在一些差别，包括下列各项：(1)军用型飞行器典型地大于且重于民用型的倾斜旋翼飞行器，其通常需要较大螺旋浆旋翼叶片；(2)军用型上的螺旋桨旋翼叶片常常包括折叠机构，其需要必须容纳在螺旋桨旋翼叶片中的附加支撑结构；(3)对于比较常用于民用型倾斜旋翼飞行器的不包括附加支撑结构的螺旋桨旋翼叶片，本发明的固定前缘槽能更向内靠近螺旋桨旋翼叶片的转轴设置。尽管这些差别可能引起固定前缘槽外形在军用型和民用型倾斜旋翼飞行器之间产生不同，但是对于两种倾斜旋翼飞行器本发明的主要发明构思是一样的。实际上，对于所有旋翼飞行器设备本发明的构思都是一样的。

参照附图中的图1，对根据本发明具有设置前缘槽的螺旋桨旋翼叶片的军用型倾斜旋翼飞行器11进行说明。倾斜旋翼引擎舱组件15a和15b由机翼构件17a和17b支撑，并且分别可枢转地设置在机翼构件17a和17b的端部19a和19b。机翼构件17a和17b连接机身20。倾斜旋翼引擎舱组件15a和15b包括引擎舱21a和21b，其容纳发动机、传动装置和驱动螺旋桨旋翼23a和23b的螺旋桨旋翼齿轮箱。螺旋桨旋翼23a和23b设置在引擎舱21a和21b的前端25a和25b，并且分别包括毂部24a和24b以及具有固定前缘槽29a和29b的螺旋桨旋翼叶片27a和27b。如同常规倾斜旋翼飞行器，螺旋桨旋翼23a和23b相对彼此反向旋转，即当倾斜旋翼飞行器11处于飞机模式中时，如果从机尾方向观察，螺旋桨旋翼23a逆时针旋转而螺旋桨旋翼23b顺时针旋转。

在直升机模式和飞机模式之间，倾斜旋翼引擎舱组件15a和15b相对于机翼构件17a和17b旋转，在直升机模式中倾斜旋翼引擎舱组件15a和15b向上倾斜，由此倾斜旋翼飞行器11能够像常规直升机一样起飞、盘旋、飞行和着陆；在飞机模式中倾斜旋翼引擎舱组件15a和15b向前倾斜，由此倾斜旋翼飞行器11像常规固定机翼推进器驱动的飞行器一样飞行。在图1中，倾斜旋翼飞行器11以直升机模式示出。

现在参照附图中的图2，对根据本发明具有设置前缘槽的螺旋桨旋翼的民用型倾斜旋翼飞行器11进行说明。倾斜旋翼引擎舱组件115a和115b由机翼构件117a和117b支撑，并且分别设置在机翼构件117a和117b的末端119a和119b。机翼构件117a和117b连接机身120。倾斜旋翼引擎舱组件115a和115b包括引擎舱121a和121b，其容纳发动机、传动装置和驱动螺旋桨旋翼123a和123b的螺旋桨旋翼齿轮箱。螺旋桨旋翼123a和123b设置在引擎舱121a和121b的前端125a和125b上，并分别包括毂部124a和124b以及具有固定前缘槽129a和129b的螺旋桨旋翼叶片127a和127b。如同常规倾斜旋翼飞行器，螺旋桨旋翼123a和123b相对彼此反向旋转，即当倾斜旋翼飞行器111处于飞机模式中时，如果从机尾方向观察，螺旋桨旋翼123a逆时针旋转而螺旋桨旋翼123b顺时针旋转。

在直升机模式和飞机模式之间，倾斜旋翼引擎舱组件115a和115b相对于机翼构件117a和117b旋转，在直升机模式中倾斜旋翼引擎舱组件115a和115b向上倾斜，由此倾斜旋翼飞行器111能够像常规直升机一样起飞、盘旋、飞行和着陆；在飞机模式中倾斜旋翼引擎舱组件115a和115b向前倾斜，由此倾斜旋翼飞行器111像常规固定机翼推进器驱动的飞行器一样飞行。在图2中，倾斜旋翼飞行器111以飞机模式示出。

现在参照附图中的图3和图4，以分解的组装图对螺旋桨旋翼叶片27a进行说明。螺旋桨旋翼叶片27a具有外侧端201、相反的内侧端203、前缘202、相反的后缘204、叶梢209、纵向全长L和主上翼面206。在某些应用中，例如对于军用倾斜旋翼飞行器11，内侧端203包括一个或多个用于连接毂部24a的柄脚205、结构角构件211和根据需要的附加内部支撑基体(未示出)。柄脚205有利于将螺旋桨旋翼叶片27a与毂部24连接和允许螺旋桨旋翼叶片27a折叠存储。可以理解的是民用型倾斜旋翼飞行器111的螺旋桨旋翼叶片127a通常具有更短的全长L，可能不需要附加内部支撑结构，和可能不需要柄脚205，因为螺旋桨旋翼叶片127a通常不需要折叠存储。

螺旋桨旋翼叶片27a具有基本穿过毂部24a的中心的旋转轴线207。叶梢209位于离旋转轴线207距离R之处。从旋转轴线207到沿螺旋桨旋翼叶片27a的任何一点的距离用r表示，也可以表示为比值r/R。在此比值r/R也称为“标准化叶片位置”。对于军用型倾斜旋翼飞行器11，主上翼面206开始于约为0.25的r/R处并向外延伸至叶梢209，即r/R为1.0。

根据本发明螺旋桨旋翼叶片27a包括前缘槽215。槽215从叶片位置0.25向叶片位置0.50延伸。应当理解的是，槽215可以开始于任何叶片位置并沿螺旋桨旋翼叶片27a的翼展方向长度延伸至任何其它叶片位置。例如，因为民用型倾斜旋翼飞行器111的螺旋桨旋翼叶片127a不包括柄脚205和附加内侧支架，前缘槽129可以开始于比杆的25％更向内的叶片位置。

通过在前缘202的凹部219中设置缝翼条(slat)217形成槽215。缝翼条217在其内端部适当位置用张力/剪切接头221支撑并在其外端部覆盖有整流罩223。整流罩223借助紧固件225与螺旋桨旋翼叶片27a固定。密封件227优选设置在缝翼条217的外端部和整流罩223之间以便气动密封缝隙。密封件227优选用适合的低摩擦材料或适合的可压缩材料制成或涂覆。例如，密封件227可以用TEFLON或橡胶制成或涂覆。采用这种结构，缝翼条217仅在结构上受限于结构角构件211。

数个托架构件229设置在凹部219中并将主上翼面206接合到支撑缝翼条217上。缝翼条217借助紧固件231与托架构件229连接。优选的是托架构件229沿着前缘槽215的长度等距隔开。托架构件229承受从自缝翼条217向后指向螺旋桨旋翼叶片27a的升力和阻力剪切载荷。

张力/剪切接头221在图4中以放大视图示出。在优选实施方案中，张力/剪切接头221是球窝接头。然而，应当理解的是，可以通过能承受离心力拉伸和剪切而不产生任何弯矩的多种组件和结构实现张力/剪切接头221的功能。在该实施方案中，张力/剪切接头221包括外端部上以球面支座237结束的刚性连杆235。刚性连杆235穿过结构角构件211中的孔239并由固定套筒241支撑在适当位置。球面支座237设置在缝翼条217中的纵向穿孔243中并且由穿过缝翼条217内端部的枢销245顶住。枢销245由固定螺母247支撑在适当位置。这允许张力/剪切接头221承受所有离心力载荷并将它们从缝翼条217向后传递至螺旋桨旋翼叶片27a。通过这种离心力，缝翼条217承受由升力和阻力引起的剪切载荷，但是在除了内侧的结构角构件211之处，它不将离心力载荷传递给整流罩223或螺旋桨旋翼叶片27a，并且不产生弯矩。

现在参照附图中的图5，说明示出在图3中V-V处截取的螺旋桨旋翼叶片27a前缘槽215的翼弦向横截面轮廓示意图。尽管该翼弦向轮廓表示示例性叶片位置，应当理解的是横截面轮廓沿着螺旋桨旋翼叶片27a的翼展向长度将稍有改变。在图5中，水平轴线表示比值x/C，其中x是从前缘向后到被测量的具体点的距离，C是从前缘到后缘的翼弦向总长。因此，在后缘的x/C比值将是1.0。以类似的方式，垂直纵轴表示比值y/C，其中y是从翼弦轴向上和向下到被测量的具体点的距离，C是翼弦向总长。由此，在翼弦轴的y/C比值将是0.0。

如果示出附加的横截面轮廓，螺旋桨旋翼叶片27a、凹部219、缝翼条217的厚度、宽度和横截面形状会沿槽215的纵向长度而变化。应当理解的是根据常规曲线拟合技术这些形状会从一个叶片位置向下一个平滑渐变。这种结构允许螺旋桨旋翼叶片27a和槽215跨越一个宽的冲角范围工作。如图所示，槽215在凹部219的前缘和缝翼条217的后表面之间形成窄的、弯曲通道251。通道251开始于位于下翼面253前缘的点A并且以弯曲方式向上围绕凹部219的前缘延伸。通道251转向后方并终止于上翼面206上的B点。

如上所说明的，在高冲角处，理想的是具有更大的升力和使空气在上翼面206上平稳地流动而没有涡流或其它紊流。分离减小升力并且紊流和其它类型的紊流引起阻力。通道251的独特结构有助于改变上翼面206上的气流，并且防止气流以涡流的形式从上翼面206分离，由此消除了任何不期望阻力的产生。

现在参照附图中的图6，说明示出在通道251上和周围各个点的压力系数、常规标准压力测量的部分翼弦向横截面示意图。压力系数用灰度色标的方式表示。多条线261表示穿过槽215和在上翼面206上的气流。线261与风洞中的尘雾线相似。如图所示气流是平滑和连续的。气流与通道251和上翼面206的轮廓相应。通道251确保气流不会从上翼面206分离或脱离，防止气流变成紊流或被涡流扰乱。

现在参照附图中的图7，说明曲线图301，其比较沿常规螺旋桨旋翼叶片翼展向长度的各个点升力系数曲线303和螺旋桨旋翼叶片27a的升力系数曲线305。在图7中，曲线图301的水平轴代表表示为比值r/R的叶片位置，其中r是从旋转轴线207向外到测量的具体点的翼展向距离，R是从旋转轴线207到叶梢209的翼展向总长。由此，在叶梢209的r/R的比值将是1.0。如曲线303所示，如果没有槽215，螺旋桨旋翼叶片27a的外侧端201一定受更大载荷。这导致整个螺旋桨旋翼叶片27a更早失速。另一方面，通过使用槽215，能由内侧端203承受更多载荷。由此，对于相同的总升力，翼展向载荷向内移动，导致需要更低动力。因此，本发明使整个螺旋桨旋翼叶片27a效率更高。

现在参照附图中的图8，说明曲线图401，其将常规螺旋桨旋翼叶片沿叶展向长度各个点的叶片失速开始极限冲角曲线403与螺旋桨旋翼叶片27a的叶片失速开始极限冲角曲线405进行对比。在图8中，曲线图401的水平轴线表征以比值r/R表示的叶片位置，其中r是从旋转轴线207向外到被测量的具体点的叶展向距离，R是从旋转轴线207到叶梢209的叶展向总长。由此，比值r/R在叶梢209将是1.0。

如图所示，在一定范围的r/R内曲线405在曲线403上方延伸。在此范围内，前缘槽的存在将增大螺旋桨旋翼叶片在一定运转状态下不失速时能承受的最大冲角。如果前缘槽位于此范围之外，它不增加通过螺旋桨旋翼飞行器能实现的不失速的最大冲角。当然，增大的冲角范围和量值对于其它运转状态将会变化。由此，将会理解的是如曲线图401的曲线图对于确定根据本发明的理想翼展长度和前缘槽位置是有作用的。

在曲线图401上示出从第一叶片位置到第二叶片位置的实例性范围407。范围407表示螺旋桨旋翼叶片27a的槽215的长度和边限。选择这些边限是因为第一叶片位置是上翼面206的最内侧位置，第二叶片位置确保槽215位于可以实现增大冲角的范围内。如图所示，前缘槽一直到螺旋桨旋翼叶片的内侧第一叶片位置r/R是有利的，所述螺旋桨旋翼叶片具有内侧从那里开始的上翼面，例如可以是民用型倾斜旋翼飞行器111的情况，其中螺旋桨旋翼叶片127a和127b不必容纳附加支撑结构和折叠机构。

现在参照附图中的图9，说明曲线图501，其将常规螺旋桨旋翼叶片的各个冲角的升力系数曲线503与螺旋桨旋翼叶片27a的升力系数曲线505进行比较。曲线图501将升力系数示为冲角的函数。如图所示螺旋桨旋翼叶片27a的曲线图505表示最大升力系数增加约29％和失速角增加约5％。

现在参照附图中的图10，说明曲线图601，其将常规螺旋桨旋翼叶片处于各个推进力/密度比值的扭矩/密度比值曲线603与螺旋桨旋翼叶片27a的扭矩/密度比值曲线605进行比较。曲线图601将螺旋桨旋翼叶片功率示为转子推进力的函数。如图所示，螺旋桨旋翼叶片27a的曲线605表示单独螺旋桨旋翼脱离地面效应的推进功率增长约3.25％。通过使用前缘槽215，这种增长是可能的而且没有向前飞行阻力障碍。

尽管本发明结合军用型倾斜旋翼飞行器11和民用型倾斜旋翼飞行器111进行了说明，应当理解的是本发明可以用于任何倾斜旋翼飞行器或旋翼飞行器，其中螺旋桨旋翼在直升机模式和飞机模式之间转换，其包括具有两套机翼组件和四组倾斜旋翼引擎舱组件的“四方”倾斜旋翼飞行器。

显然，已经对一个具有显著优势的发明进行了描述和图解。尽管本发明以有限的几种形式示出，但是它不仅仅限于这些形式，而是可以在不脱离其精神的前提下进行各种改变和修改。

Claims (22)

1.一种螺旋桨旋翼叶片，其包括：

翼片，所述翼片具有内侧端和反向的外侧端、上翼面和反向的下翼面、以及前缘和反向的后缘，其中所述内侧端适合于连接到转子毂部；

设置在前缘的凹部；和

具有内侧端和相反的外侧端的缝翼条，所述缝翼条设置在凹部上方以形成从下翼面通到上翼面的前缘槽。

2.如权利要求1所述的螺旋桨旋翼叶片，其进一步包括：

设置在翼片内侧端的结构件；

用于将所述缝翼条的外侧端连接到所述翼片的整流罩，以及

用于将所述缝翼条的内侧端连接到所述结构件的张力/剪切连接件；

由此离心力载荷仅通过所述结构件从所述缝翼条传递到翼片。

3.如权利要求2所述的螺旋桨旋翼叶片，其中所述张力/剪切连接件是球面连接件，其包括：

适合在一端连接所述结构件和在另一端具有圆筒状固定件的刚性连杆，圆筒状固定件适合于枢转地连接所述缝翼条的内侧端。

4.如权利要求2所述的螺旋桨旋翼叶片，进一步包括：

设置在所述整流罩和缝翼条之间的减少摩擦衬垫；

由此所述缝翼条承受由升力和阻力引起的剪切载荷，但是不经过整流罩传递离心力载荷。

5.如权利要求1所述的螺旋桨旋翼叶片，其进一步包括：

至少一个设置在所述缝翼条和凹部之间用于支撑缝翼条的托架构件。

6.如权利要求1所述的螺旋桨旋翼叶片，其中前缘槽仅部分地沿翼片的翼展长度延伸。

7.如权利要求1所述的螺旋桨旋翼叶片，其中前缘槽基本上沿翼片的翼展全长延伸。

8.如权利要求1所述的螺旋桨旋翼叶片，其中前缘槽形成向上和向后弯曲的平滑通道，所述通道构建为防止气流与上和下翼面分离。

9.如权利要求1所述的螺旋桨旋翼叶片，其中前缘槽形成向上和向后弯曲的平滑通道，所述通道构建为防止气流与翼片分开。

10.如权利要求1所述的螺旋桨旋翼叶片，其中前缘槽的横截面轮廓沿翼片翼展向长度变化。

11.一种倾斜旋翼飞行器，其包括：

机身；

连接到机身的机翼构件；

枢转地连接到机翼构件的倾斜旋翼引擎舱组件；

由倾斜旋翼引擎舱组件支撑的驱动装置，所述驱动装置具有发动机、传动装置和转子毂部；以及

至少一个连接到转子毂的螺旋桨旋翼，所述螺旋桨旋翼包括具有内侧端和反向外侧端、上翼面和反向下翼面、以及前缘和反向后缘的翼片，其中内侧端适合于连接转子毂部、设置在所述前缘的一凹部、具有内侧端和反向外侧端的缝翼条，所述缝翼条设置在凹部上方以形成从下翼面通到上翼面的前缘槽。

12.如权利要求11所述的倾斜旋翼飞行器，其进一步包括：

设置在所述翼片内侧端的结构件；

用于将缝翼条外侧端连接到翼片的整流罩，和

用于将缝翼条内侧端连接到所述结构件的张力/剪切连接件；

由此离心力载荷仅通过结构件从缝翼条传递到翼片。

13.如权利要求12所述的倾斜旋翼飞行器，其中张力/剪切连接件是球面连接件，其包括：

适合在一端连接所述结构件和在另一端具有圆筒状固定件的刚性连杆，圆筒状固定件适合于枢转地连接所述缝翼条的内侧端。

14.如权利要求12所述的倾斜旋翼飞行器，其进一步包括：

设置在所述整流罩和缝翼条之间的减少摩擦衬垫；

由此所述缝翼条承受由升力和阻力引起的剪切载荷，但是不经过整流罩传递离心力载荷。

15.如权利要求11所述的倾斜旋翼飞行器，其进一步包括：

至少一个设置在所述缝翼条和凹部之间用于支撑缝翼条的托架构件。

16.如权利要求11所述的倾斜旋翼飞行器，其中前缘槽仅部分地沿翼片的翼展长度延伸。

17.如权利要求11所述的倾斜旋翼飞行器，其中前缘槽基本沿翼片的翼展全长延伸。

18.如权利要求11所述的倾斜旋翼飞行器，其中前缘槽形成向上和向后弯曲的平滑通道，所述通道构建为防止气流与上和下翼面分离。

19.如权利要求11所述的倾斜旋翼飞行器，其中前缘槽形成向上和向后弯曲的平滑通道，所述通道构建为防止气流形成紊流。

20.如权利要求11所述的倾斜旋翼飞行器，其中前缘槽的横截面轮廓沿翼片翼展向长度变化。

21.一种在倾斜旋翼飞行器中增加直升机模式升力并且不增加飞机模式阻力的方法，所述方法包括下列步骤：

提供一种倾斜旋翼飞行器，其具有机身、与机身连接的机翼构件、枢转地连接机翼构件的倾斜旋翼组件、和由倾斜旋翼组件支撑的驱动装置，所述驱动装置具有发动机、传动装置和转子毂部；

将至少一螺旋桨旋翼连接到所述转子毂部，所述螺旋桨旋翼包括翼片，所述翼片具有内侧端和反向外侧端、上翼面和反向下翼面、以及前缘和反向后缘；以及

通过在前缘中形成凹部和在所述凹部上方设置具有内侧端和反向外侧端的缝翼条，形成螺旋桨旋翼中的前缘槽，所述前缘槽从下翼面通到上翼面。

22.如权利要求21所述的方法，其中在所述凹部上方设置缝翼条的步骤包括以下步骤：

提供整流罩；

将整流罩连接到螺旋桨旋翼；

将缝翼条外侧端连接到整流罩；

提供球面连接件；

将球面连接件连接到螺旋桨旋翼；以及

将缝翼条的内侧端连接到球面连接件；

由此离心力与缝翼条隔离。

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