专利名称：高性能低噪音直升机桨叶的空气动力学设计的制作方法
技术领域：
当直升机桨叶达到高马赫数时，所述桨叶开始发生失速。 桨叶的失速再次限制了直升机可获得的前进速度。结果，最好是在桨 叶经历高马赫数时延迟直升机主旋翼桨叶的失速。本发明的另一个实施例是具有后部弧面横截面的主旋翼 直升机桨叶，其中，所述横截面的翼弦线和所述横截面的中弧线之间 的差依次达到在所述横截面的机翼前缘和所述翼弦线的中点之间的第 一最大值、第一最小值、以及在所述中点和所述横截面的机翼后缘之 间的第二最大值。所述横截面的翼弦线和所述横截面的中弧线之间的 差依次为自所述横截面的机翼前缘起增大直到在所述机翼前缘和所述 翼弦线的中点之间达到第一最大值、然后减小直到在所述中点和所述 横截面的机翼后缘之间达到第一最小值、再后增大直到在所述中点和所述橫截面的机翼后缘之间达到第二最大值、以及最后减小直到所述 机翼后缘。所述差的斜率依次为自所述机翼前缘起减小直到所述第一 最大值、然后自所述第一最大值起负增大、再后负减小直到所述第一 最小值、接着自所述第一最小值起增大、此后减小直到所述第二最大 值、以及最后自所述第二最大值起负增大直到所述机翼后缘。所述斜 率自所述第一最大值起负增大、再后负减小直到所述第一最小值、接 着自所述第一最小值起增大、此后减小直到所述第二最大值、以及最 后自所述第二最大值起负增大直到所述机翼后缘，以生成所述桨叶的 后部弧面。所述后部弧面产生更高升力、具有更小阻力、并延迟高马 赫数下的失速。图l是直升机主旋翼桨叶的示范性横截面的示意图，其中 在翼弦线和中弧线之间不存在任何差。图8是依据本发明一实施例通过试验结果核实的针对图3 中的横截面的压力高度与真实空气速度之间关系的示范性计算结果的 曲线图。图5是依据本发明一实施例的针对图3中的横截面300的 升力系数510与迎角之间关系的示范性试验结果的曲线图500。曲线 图500还包括针对与
图1所示的横截面IOO相类似的基线直升机桨叶 横截面的升力系数520。曲线图500示出对于所有的迎角而言后部弧 面桨叶横截面的升力系数510大于常规桨叶横截面的升力系数520。 因为升力系数与升力成正比，所以曲线图500暗示了后部弧面桨叶横 截面可提供比常规桨叶横截面更大的升力。图6依据本发明一实施例的图3中的横截面300的升阻比 610与升力系数之间关系的示范性试验结果的曲线图600。曲线图600 还包括针对与图1中所示的横截面IOO相类似的基线直升机桨叶横截 面的升阻比620。曲线图600示出，对于低升力系数值而言，后部弧 面横截面的升阻比610类似于常规桨叶横截面的升阻比620。曲线图600还示出，对于高升力系数值而言，后部弧面横 截面的升阻比610甚至高于常规桨叶横截面的升阻比620。换句话说，
而在高升力系数下呈现出更高的升阻比。由此，与常规直升机桨叶相 比，依据本发明一实施例的后部弧面直升机桨叶可提供更高的升力并 具有更小的阻力。在所述方法2000的另一实施例中，所述差的斜率依次为 自机翼前缘起减小直到所述第一最大值、然后自所述第一最大值起负增大、再后负减小直到所述第二最大值、接着自所述第二最大值起负 增大、以及最后负减小直到机翼后缘。所述斜率自所述第一最大值起 负增大、再后负减小直到所述第二最大值、接着自所述第二最大值起 负增大、以及最后负减小直到机翼后缘，以生成所述桨叶的后部弧面。 所述后部弧面产生更高的升力、具有更小的阻力并延迟在高马赫数下 的失速。
[0094图21是示出了依据本发明一实施例的用于设计主旋翼直 升机桨叶的后部弧面横截面的方法2100的流程图，其中，在橫截面的 翼弦线和横截面的中弧线之间的差依次达到在橫截面的机翼前缘和翼 弦线的中点之间的第一最大值、最小值、以及在所述中点和横截面的 机翼后缘之间的第二最大值。
0095在方法2100的步骤2110中，横截面的翼弦线和横截面的 中弧线之间的差自横截面的机翼前缘起增大直到在横截面的机翼前缘 和翼弦线的中点之间达到第一最大值。
[0096在步骤2120中，所述差减小直到在所述中点和横截面的 机翼后缘之间达到第 一 最小值。
0097在步骤2130中，所述差增大直到在所述中点和横截面的 机翼后缘之间达到第二最大值。
[0098在步骤2140中，所述差减小直到机翼后缘。所述差的斜 率依次为自机翼前缘起减小直到所述第一最大值、然后自所述第一最 大值起负增大、再后负减小直到所述第一最小值、接着自所述第一最 小值起增大、此后减小直到所述第二最大值、以及最后自所述第二最 大值起负增大直到机翼后缘。所述斜率自所述第一最大值起负增大、 再后负减小直到所述第一最小值、接着自所述第一最小值起增大、此 后减小直到所述第二最大值、以及最后自所述第二最大值起负增大直 到机翼后缘，以生成所述桨叶的后部弧面。所述后部弧面产生更高的 升力、具有更小的阻力并延迟高马赫数下的失速。
[0099依据在此4皮露的本发明实施例的系统和方法通过采用后部弧面可显著地增加直升机主旋翼桨叶的最大升力能力。在所有马赫 数下均可获得最大升力。大的俯沖桨叶俯仰力矩将使所述桨叶朝理想
的悬停盘旋(hover twist)方向盘旋(twist)。所述增加的最大升力 能力相对于更高的速度、重力、高度而言延迟了后行桨叶失速，这导 致在更大桨叶负载及高度下的提高的爬升速度和爬升速率。
[00100前述的披露书出于示范和说明目的已说明了本发明的优 选实施例。但是不意图是穷尽性的或是将本发明限制于所披露的精确 形式。对于本领域的普通技术人员而言，在上述披露书的基础上，对 在此披露的各种实施例进行诸多改型和修正将是显而易见的。本发明 的范围将仅由随附的权利要求及其等同范围来限定。
[00101此外，在说明本发明的代表性实施例时，说明书可能已
经以特定的步骤顺序来呈现本发明的方法和/或过程。然而，在所述方 法或过程不依赖于在此所述的特定顺序的步骤的条件下，所述方法或 过程不应限制于所述的特定顺序的步骤。因为，本领域的普通技术人 员将意识到，其他步骤顺序也是可行的。由此，在本说明书中所述的 特定顺序的步骤不应构成对权利要求的限制。另外，针对本发明的所 述方法和/或过程的权利要求不应限制于按书写顺序来执行所述步骤， 而且本领域的普通技术人员容易意识到，所述顺序可以被改变但是依 然处于本发明的精神和范围内。
权利要求
1.一种主旋翼直升机桨叶，用于产生更高升力、具有更小阻力并延迟高马赫数下的失速，其包括横截面，所述横截面的翼弦线和所述横截面的中弧线之间的差从所述横截面的机翼前缘起增大直到在所述横截面的机翼后缘和所述翼弦线的中点之间的最大值、然后减小直到所述机翼后缘，以生成产生更高升力、具有更小阻力并且延迟高马赫数下失速的所述桨叶的后部弧面。
2. 如权利要求l所述的桨叶，其特征在于，所述差的斜率依次为 自所述机翼前缘起减小、然后增大、再后减小直到所述最大值、以及 最后从所述最大值起负增大直到所述机翼后缘；而且所述斜率依次为 增大、再后减小直到所述最大值、以及最后自所述最大值起增大直到 所述机翼后缘，以生成所述后部弧面。
3. 如权利要求l所述的桨叶，其特征在于，所述后部弧面是所述 桨叶的一体部分。
4. 如权利要求l所述的桨叶，其特征在于，所述后部弧面包括向 下弯曲的机翼后缘翼片延伸部。
5. —种主旋翼直升机桨叶，用于产生更高升力、具有更小阻力并 延迟高马赫数下的失速，其包括横截面，所述横截面的翼弦线和所述横截面的中弧线之间的差自 所述横截面的机翼前缘起增大直到在所述机翼前缘和所述翼弦线的中 点之间的最大值、然后减小直到所述横截面的机翼后缘；所述差的斜率依次为自所述机翼前缘起减小直到所述最大值、然 后自所述最大值起负增大、再后负减小、以及最后负增大直到所述机 翼后缘；以及所述斜率自所述最大值起负增大、再后负减小、以及最后负增大 直到所述机翼后缘，以生成产生更高升力、具有更小阻力并且延迟高马赫数下失速的所述桨叶的后部弧面。
6. 如权利要求5所述的桨叶，其特征在于，所述后部弧面是所述 桨叶的一体部分。
7. 如权利要求5所述的桨叶，其特征在于，所述后部弧面包括向 下弯曲的机翼后缘翼片延伸部。
8. —种主旋翼直升机桨叶，用于产生更高升力、具有更小阻力并 延迟高马赫数下的失速，其包括横截面，所述横截面的翼弦线与所述横截面的中弧线之间的差自 所述横截面的机翼前缘起增大直到在所述机翼前缘和所述翼弦线的中 点之间的最大值、然后减小直到所述横截面的机翼后缘；所述差的斜率依次为自所述机翼前缘起减小直到所述最大值、然 后自所述最大值起负增大、再后负减小、接着负增大、以及最后负减 小直到所述机翼后缘；以及所述斜率自所述最大值起负增大、再后负减小、接着负增大、以 及最后负减小直到所述机翼后缘，以生成产生更高升力、具有更小阻 力并且延迟高马赫数下失速的所述桨叶的后部弧面。
9. 如权利要求8所述的桨叶，其特征在于，所述后部弧面是所述 桨叶的一体部分。
10. 如权利要求8所述的桨叶，其特征在于，所述后部弧面包括 向下弯曲的机翼后缘翼片延伸部。
11. 一种主旋翼直升机桨叶，用于产生更高升力、具有更小阻力 并且延迟高马赫数下的失速，其包括横截面，所述横截面的翼弦线与所述横截面的中弧线之间的差依 次为自所述横截面的机翼前缘起增大直到在所述机翼前缘和所述翼弦 线的中点之间的第一最大值、然后减小直到在所述中点和所述横截面 的机翼后缘之间的第二最大值、以及最后减小直到所述机翼后缘；所述差的斜率依次为自所述机翼前缘起减小直到所述第一最大 值、然后自所述第一最大值起负增大、再后负减小直到所述第二最大值、以及最后自第二最大值起负增大直到所述机翼后缘；以及所述斜率自所述第一最大值起负增大、再后负减小直到所述第二 最大值、以及最后自所述第二最大值起负增大直到所述机翼后缘，以 生成产生更高升力、具有更小阻力并且延迟高马赫数下失速的所述桨 叶的后部弧面。
12. 如权利要求11所述的桨叶，其特征在于，所述第一最大值大 于所述第二最大值。
13. 如权利要求11所述的桨叶，其特征在于，所述后部弧面是所 述桨叶的一体部分。
14. 如权利要求11所述的桨叶，其特征在于，所述后部弧面包括 向下弯曲的机翼后缘翼片延伸部。
15. —种主旋翼直升机桨叶，用于产生更高升力、具有更小阻力 并延迟高马赫数下的失速，其包括横截面，所述横截面的翼弦线和所述横截面的中弧线之间的差依 次为自所述机翼前缘起增大直到在所述机翼前缘和所述翼弦线的中点 之间的第一最大值、然后减小直到在所述中点和所述横截面的机翼后 缘之间的第二最大值、以及最后减小直到所述机翼后缘；所述差的斜率依次为自所述机翼前缘起减小直到所述第一最大 值、然后自所述第一最大值起负增大、再后负减小直到所述第二最大 值、接着自所述第二最大值起负增大、以及最后负减小直到所述机翼 后缘；以及所述斜率自所述第一最大值起负增大、再后负减小直到所述第二 最大值、接着自所述第二最大值起负增大、以及最后负减小直到所述 机翼后缘，以生成产生更高升力、具有更小阻力并且延迟高马赫数下 失速的所述桨叶的后部弧面。
16. 如权利要求15所述的桨叶，其特征在于，所述第一最大值大 于所述第二最大值。
17. 如权利要求15所述的桨叶，其特征在于，所述后部弧面是所述桨叶的一体部分。
18. 如权利要求15所述的桨叶，其特征在于，所述后部弧面包括 向下弯曲的机翼后缘翼片延伸部。
19. 一种主旋翼直升机桨叶，用于产生更高升力、具有更小阻力 并延迟高马赫数下的失速，其包括横截面，所述横截面的翼弦线和所述横截面的中弧线之间的差依 次为自所述横截面的机翼前缘起增大直到在所述机翼前缘和所述翼弦 线的中点之间的第一最大值、然后减小直到在所述中点和所述横截面 的机翼后缘之间的第一最小值、再后增大直到在所述中点和所述机翼 后缘之间的第二最大值、以及最后减小直到所述机翼后缘；所述差的斜率依次为自所述机翼前缘起减小直到所述第一最大 值、然后自所述第一最大值起负增大、再后负减小直到所述第一最小 值、接着自所述第一最小值起增大、此后减小直到所述第二最大值、 以及最后自所述第二最大值起负增大直到所述机翼后缘；以及其中，所述斜率自所述第一最大值起负增大、再后负增大直到所 述第一最小值、接着自所述第一最小值起增大、此后减小直到所述第 二最大值、以及最后自所述第二最大值起负增大直到所述机翼后缘， 以生成产生更高升力、具有更小阻力、并延迟高马赫数下失速的所述 桨叶的后部弧面。
20. 如权利要求19所述的桨叶，其特征在于，所述第一最大值大 于所述第二最大值。
21. 如权利要求19所述的桨叶，其特征在于，所述后部弧面是所 述桨叶的一体部分。
22. 如权利要求19所述的桨叶，其特征在于，所逸后部弧面包括 向下弯曲的机翼后缘翼片延伸部。
23. —种直升机桨叶系统，用于产生更高升力、具有更小阻力并 延迟高马赫数下的失速，其包括主旋翼桨叶，其具有包括后部弧面的横截面；以及控制单元；其中所述主旋翼桨叶产生更高升力、具有更小阻力、并延迟高马 赫数下的失速；所述控制单元调节由所述主旋翼桨叶的所述后部弧面 产生的所增大的俯仰力矩。
24. 如权利要求23所述的系统，其特征在于，所述横截面的翼弦 线和所述横截面的中弧线之间的差自所述横截面的机翼前缘起增大直 到在所述横截面的机翼后缘和所述翼弦线的中点之间的最大值、然后 减小直到所述机翼后缘，以生成产生更高升力、具有更小阻力、并延 迟高马赫数下失速的所述桨叶的后部弧面。
25. 如权利要求24所述的系统，其特征在于 所述差的斜率依次为自所述机翼前缘起减小、然后增大、再后减小直到所述最大值、以及最后自所述最大值起负增大直到所述机翼后 缘；以及其中所述斜率依次为增大、再后减小直到所述最大值、以及最后 自所述最大值起增大直到所述机翼后缘，以生成所述后部弧面。
26. 如权利要求23所述的系统，其特征在于所述横截面的翼弦线和所述横截面的中弧线之间的差自所述横截 面的机翼前缘起增大直到在所述机翼前缘和所述翼弦线的中点之间的 最大值、然后减小直到所述横截面的机翼后缘；所述差的斜率依次为自所述机翼前缘起减小直到所述最大值、然 后自所述最大值起负增大、再后负减小、以及最后负增大直到所述机 翼后缘；以及所述斜率自所述最大值起负增大、再后负减小、以及最后负增大 直到所述机翼后缘，以生成产生更高升力、具有更小阻力、并延迟高 马赫数下失速的所述桨叶的后部弧面。
27. 如权利要求23所述的系统，其特征在于所述横截面的翼弦线与所述横截面的中弧线之间的差自所述横截 面的机翼前缘起增大直到在所述机翼前缘和所述翼弦线的中点之间的最大值、然后减小直到所述横截面的机翼后缘；所述差的斜率依次为自所述机翼前缘起减小直到所述最大值、然 后自所述最大值起负增大、再后负减小、接着负增大、以及最后负减 小直到所述机翼后缘；以及所述斜率自所述最大值起负增大、再后负减小、接着负增大、以 及最后负减小直到所述机翼后缘，以生成产生更高升力、具有更小阻 力、并延迟高马赫数下失速的所述桨叶的后部弧面。
28. 如权利要求23所述的系统，其特征在于所述横截面的翼弦线与所述横截面的中弧线之间的差依次为自所 述横截面的机翼前缘起增大直到在所述机翼前缘和所述翼弦线的中点 之间的第一最大值、然后减小直到在所述中点和所述横截面的机翼后 缘之间的第二最大值、以及最后减小直到所述机翼后缘；所述差的斜率依次为自所述机翼前缘起减小直到所述第一最大 值、然后自所述第一最大值起负增大、再后负减小直到所述第二最大 值、以及最后自第二最大值起负增大直到所述机翼后缘；以及所述斜率自所述第一最大值起负增大、再后负减小直到所述第二 最大值、以及最后自所述第二最大值起负增大直到所述机翼后缘，以 生成产生更高升力、具有更小阻力、并延迟高马赫数下失速的所述桨 叶的后部弧面。
29. 如权利要求23所述的系统，其特征在于所述横截面的翼弦线和所述横截面的中弧线之间的差依次为自所 述横截面的机翼前缘起增大直到在所述机翼前缘和所述翼弦线的中点 之间的第一最大值、然后减小直到在所述中点和所述横截面的机翼后 缘之间的第二最大值、以及最后减小直到所述机翼后缘；所述差的斜率依次为自所述机翼前缘起减小直到所述第一最大 值、然后自所述第一最大值起负增大、再后负减小直到所述第二最大 值、接着自所述第二最大值起负增大、以及最后负减小直到所述机翼 后缘；以及所述斜率自所述第一最大值起负增大、再后负减小直到所述第二 最大值、接着自所述第二最大值起负增大、以及最后负减小直到所述 机翼后缘，以生成产生更高升力、具有更小阻力、并延迟高马赫数下 失速的所述桨叶的后部弧面。
30. 如权利要求23所述的系统，其特征在于所述横截面的翼弦线和所述横截面的中弧线之间的差依次为自所 述横截面的机翼前缘起增大直到在所述机翼前缘和所述翼弦线的中点 之间的第一最大值、然后减小直到在所述中点和所述横截面的机翼后 缘之间的第一最小值、再后增大直到在所述中点和所述机翼后缘之间 的第二最大值、以及最后减小直到所述机翼后缘；所述差的斜率依次为自所述机翼前缘起减小直到所述第一最大 值、然后自所述第一最大值起负增大、再后负减小直到所述第一最小 值、接着自所述第一最小值起增大、此后减小直到所述第二最大值、 以及最后自所述第二最大值起负增大直到所述机翼后缘；以及所述斜率自所述第一最大值起负增大、再后负减小直到所述第一 最小值、接着自所述第一最小值起增大、此后减小直到所述第二最大 值、以及最后自所述第二最大值起负增大直到所述机翼后缘，以生成 产生更高升力、具有更小阻力、并延迟高马赫数下失速的所述桨叶的 后部弧面。
31. 如权利要求23所述的系统 固定可调平衡弹簧。
32. 如权利要求23所述的系统 电可调平衡弹簧。
33. 如权利要求23所述的系统 压缸。
34. —种用于设计主旋翼直升机桨叶的横截面以产生更高升力、 具有更小阻力并延迟在高马赫数下失速的方法，其包括使所述横截面的翼弦线和所述横截面的中弧线之间的差自所述横，其特征在于，所述控制单元包括 ，其特征在于，所述控制单元包括 ，其特征在于，所述控制单包括液截面的机翼前缘起增大直到在所述横截面的机翼后缘和所述翼弦线的中点之间的最大值；以及使所述差从所述最大值起减小直到所述机翼后缘，以生成产生更 高升力、具有更小阻力、并延迟高马赫数下失速的所述桨叶的后部弧 面。
35. 如权利要求34所述的方法，其特征在于，所述差的斜率依次 为自所述机翼前缘起减小、然后增大、再后减小直到所述最大值、以 及最后自所述最大值起负增大直到所述机翼后缘；以及其中所述斜率依次为增大、再后减小直到所述最大值、以及最后 自所述最大值起增大直到所述机翼后缘，以生成所述后部弧面。
36. —种用于设计主旋翼直升机桨叶的横截面以产生更高升力、 具有更小阻力并延迟高马赫数下失速的方法，其包括使所述横截面的翼弦线和所述横截面的中弧线之间的差自所述横 截面的机翼前缘起增大直到在所述机翼前缘和所述翼弦线的中点之间 的最大值；以及使所述差减小直到所述横截面的机翼后缘；其中所述差的斜率依次为自所述机翼前缘起减小直到所述最大 值、然后自所述最大值起负增大、再后负减小、以及最后负增大直到 所述才几翼后缘；以及其中所述斜率自所述最大值起负增大、再后负减小、以及最后负 增大直到所述机翼后缘，以生成产生更高升力、具有更小阻力、并延 迟高马赫数下失速的所述桨叶的后部弧面。
37. —种用于设计主旋翼直升机桨叶的横截面以产生更高升力、 具有更小阻力并延迟在高马赫数下失速的方法，其包括使所述横截面的翼弦线与所述横截面的中弧线之间的差自所述横 截面的机翼前缘起增大直到在所述机翼前缘和所述翼弦线的中点之间 的最大值；以及使所述差减小直到所述横截面的机翼后缘；其中所述差的斜率依次为自所述机翼前缘起减小直到所述最大 值、然后自所述最大值起负增大、再后负减小、接着负增大、以及最后负减小直到所述机翼后缘；以及其中所述斜率自所述最大值起负增大、再后负减小、接着负增大、 以及最后负减小直到所述机翼后缘，以生成产生更高升力、具有更小 阻力、并延迟高马赫数下失速的所述桨叶的后部弧面。
38. —种用于设计主旋翼直升机桨叶的横截面以产生更高升力、 具有更小阻力并延迟高马赫数下失速的方法，其包括使所述横截面的翼弦线与所述横截面的中弧线之间的差自所述横 截面的机翼前缘起增大直到在所述机翼前缘和所述翼弦线的中点之间 的第一最大值；以及使所述差减小直到在所述中点和所述横截面的机翼后缘之间的第 二最大值；以及使所述差减小直到所述机翼后缘；其中所述差的斜率依次为自所述机翼前缘起减小直到所述第一最 大值、然后自所述第一最大值起负增大、再后负减小直到所述第二最 大值、以及最后自第二最大值起负增大直到所述机翼后缘；以及其中所述斜率自所述第 一最大值起负增大、再后负减小直到所述 第二最大值、以及最后自所述第二最大值起负增大直到所述机翼后缘， 以生成产生更高升力、具有更小阻力、并延迟高马赫数下失速的所述 桨叶的后部弧面。
39. —种用于设计主旋翼直升机桨叶的横截面以产生更高升力、 具有更小阻力并延迟高马赫数下失速的方法，其包括使所述横截面的翼弦线和所述横截面的中弧线之间的差自所述横 截面的机翼前缘起增大直到在所述机翼前缘和所述翼弦线的中点之间 的第一最大值；使所述差减小直到在所述中点和所述横截面的机翼后缘之间的第 二最大值；以及使所述差减小直到所述机翼后缘；其中所述差的斜率依次为自所述机翼前缘起减小直到所述第 一最 大值、然后自所述第一最大值起负增大、再后负减小直到所述第二最 大值、接着自所述第二最大值起负增大、以及最后负减小直到所述机 翼后缘；以及其中所述斜率自所述第一最大值起负增大、再后负减小直到所述 第二最大值、接着自所述第二最大值起负增大、以及最后负减小直到 所述机翼后缘，以生成产生更高升力、具有更小阻力、并延迟高马赫 数下失速的所述桨叶的后部孤面。
40. —种用于设计主旋翼直升机桨叶的横截面以产生更高升力、 具有更小阻力并延迟高马赫数下失速的方法，其包括使所述横截面的翼弦线和所述横截面的中弧线之间的差自所述横 截面的机翼前缘起增大直到在所述机翼前缘和所述翼弦线的中点之间的第一最大值；使所述差减小直到在所述中点和所述横截面的机翼后缘之间的第 一最小值；使所述差增大直到在所述中点和所述机翼后缘之间的第二最大 值；以及使所述差减小直到所述机翼后缘；其中所述差的斜率依次为自所述机翼前缘起减小直到所述第一最 大值、然后自所述第一最大值起负增大、再后负减小直到所述第一最 小值、接着自所述第一最小值起增大、此后减小直到所述第二最大值、 以及最后自所述第二最大值起负增大直到所述机翼后缘；以及其中所述斜率自所述第一最大值起负增大、再后负减小直到所述 第一最小值、接着自所述第一最小值起增大、此后减小直到所述第二 最大值、以及最后自所述第二最大值起负增大直到所述机翼后缘，以 生成产生更高升力、具有更小阻力、并延迟高马赫数下失速的所述桨 叶的后部弧面。
全文摘要
本发明的一个实施例是用于产生更高升力、具有更小阻力、并延迟高马赫数下失速的主旋翼直升机桨叶。所述桨叶的横截面包括后部弧面。所述横截面的翼弦线和所述横截面的中弧线之间的差自所述横截面的机翼前缘起增大直到在所述横截面的机翼后缘和所述翼弦线的中点之间的最大值、然后减小直到所述机翼后缘，以生成所述桨叶的后部弧面。所述后部弧面产生更高升力、具有更小阻力、并延迟高马赫数下的失速。
文档编号B64C27/467GK101541634SQ200780036537
公开日2009年9月23日 申请日期2007年8月3日 优先权日2006年8月3日
发明者A·K·阿格尼霍特里, J·C·纳拉莫尔, J·J·希林斯 申请人:贝尔直升机特克斯特龙有限公司