專利名稱：帶導管式旋翼和整流定子及傾斜的整流葉片的反力矩裝置的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種對用于直升飛機的帶尾槳和整流器定子，這兩者都裝在導管中的反力矩裝置所作的改進，其中，包括具有空氣動力學翼形的靜葉片的整流定子在導管中固定在旋翼的下游，用于使所形成的氣流在整流罩中橫向流動，該整流罩與直升飛機的尾翼組，如尾梁、尾翼或穩(wěn)定器的結構結合在一起。由本發(fā)明對這種類型的反力矩裝置所作的改進使其聲學性能和/或空氣動力性能得到改善，以便分別使噪聲和與之有關聯的聲學公害得到顯著的降低，同時能更好地控制偏航。
已經知道，用反抗由主旋翼的旋轉產生的力矩的方法來平衡具有單個主旋翼的直升飛機的偏航，可以由直升飛機尾部上的橫向導管內的導管式反力矩旋翼來提供，而不是像傳統(tǒng)方式那樣，由橫向地裝在尾翼上，位于尾翼上端的外部尾槳來提供。
這種導管式反力矩旋翼、用于驅動它使其旋轉的裝置、用于其葉片的總距操縱的裝置的結構和布置，以及這種實施例的優(yōu)點都已經在許多專利中有所公開，其中可以提到的有(涉及一種帶導管式旋翼與導管式整流定子的反轉矩裝置的)法國專利FR1531536和FR2534222和美國專利US—3,594,097、US—4,809,931、US—4,626,172和US—4,626,173，以及美國專利US—5,131,604，它們將有利地提到，以對此主題提供更多的信息。
從安全的觀點出發(fā)，我們將會滿意地回想到，一個導管式的反力矩旋翼防止了地面上的任何人身傷害的危險，這是由于這樣一個事實，即與傳統(tǒng)的尾槳不同，旋翼是被保護在尾梁上的導管內的。導管式反力矩旋翼的這種布置還使之能夠避免吸入那些可能被吸入主旋翼的尾流中的任何能造成事故的物體。在飛行中或當作接近地面的飛行動作或在地面上作飛行動作時，導管式的反力矩旋翼自然會受到它的整流罩的保護，這防止了任何與外部障礙物，如電線、支管、建筑物或者甚至是地面撞擊的危險，這種撞擊可能會對傳統(tǒng)的尾槳造成致命的損害，因而會對直升飛機造成損失，而所有由此產生的后果都會波及機組人員。最后，與傳動的尾槳相比，導管式反力矩旋翼的表面積較小的旋翼槳盤和較多的葉片數使其在受到撞擊，如軍用炮彈時的易損壞性要比傳統(tǒng)尾漿的小得多而且輕得多。
從空氣動力學的觀點來看，導管式反力矩旋翼能夠消除在用傳統(tǒng)的尾槳裝備直升飛機時所暴露出來的一定數量的問題。在后一種情況下，為了產生足夠的吸入速度，以恢復反力矩功能所必需的側向推力水平，傳統(tǒng)的尾槳直徑通常都相當大。為了使與主旋翼的尾流的相互作用為最小，并保證有足夠的地面間隙，傳統(tǒng)的尾槳通常都在穩(wěn)定器上安裝得很高，這樣就產生一個必須予以平衡的作用在直升飛機上的滾轉力矩，并在向前高速飛行時產生寄生阻力。由于其暴露的位置，傳統(tǒng)的尾槳可以受到由動載產生的高應力，這限制了它的使用壽命。此外，傳統(tǒng)尾槳的由于被穩(wěn)定器屏蔽而產生的空氣動力屏蔽作用在逆風中會引起很大的非對稱特性，并產生有害的周期性脈沖的空氣動力載荷。
導管式尾槳不會顯現出這些缺點。通常，它能容易地被布置成使其軸線基本上與直升飛機的滾轉軸線相交，或靠近這個滾轉軸線，以致它不會產生任何的寄生滾轉力矩。此外，由于它的整流罩，它在容放它的導管入口處產生由集氣管的吸入現象而引起的大致為一半的總反力矩推力。這樣就使之有可能相應地卸去旋翼的葉片上的載荷，由于由整流罩提供的相對于來自直升飛機的主旋翼和機身的氣流中的外部變化的有效保護，葉片實際上不受到動載應力。在直升飛機以高速向前飛行時，導管式反力矩旋翼不受載，它相應地減少了它在機器的總阻力中的那一份。在這種構造中，可能裝有一個可放下的襟翼的垂直穩(wěn)定器執(zhí)行反力矩功能。此外，沒有穩(wěn)定器或尾翼控制面來防礙導管式反力矩旋翼的運行，使之在逆風時和在繞偏航軸線作快速的飛行動作時有最好的效果。
在旋翼的下游和在旋翼的整流罩導管中附加具有做成翼形的葉片的整流定子，以便恢復旋翼下游的其形式為附加的反力矩推力的氣流旋轉能，從而如法國專利FR2534222中所描述的那樣，提高反力矩裝置的空氣動力性能，就可以提高導管式尾槳的效果，并且其品質因素明顯地高于由最好的傳統(tǒng)尾槳所能達到的。
最后，對于一個容納導管式反力矩旋翼的受控制的導管，擴散比接近于1，同時可以通過增加擴散器的截錐形部分的發(fā)散角來加大擴散比，該導管可能包括如，舉例來說，美國專利US—5131604中所描述的那樣，旋翼的葉片的旋轉平面的下游，在此專利中，發(fā)散角限為5°。反之，縮減傳統(tǒng)尾槳上的尾流，將擴散比固定為1/2，就不能用這個參數使性能得到任何改善。
從聲學的觀點看，導管式尾槳從它裝在整流罩導管中這一方面得到的進一步的優(yōu)點在于與在各個方向上都發(fā)散噪聲的傳統(tǒng)尾槳相比，沿著直升飛機的向前飛行的方向，導管式尾槳在其前部和后部的探測能力將由于有整流罩而大大地減少。還有，與傳統(tǒng)尾漿相比，導管式反力矩旋翼的較高的回轉角速度Ω與較高的葉片數b的組合產生一“葉片通過頻率”b×Ω及其倍頻nbΩ，此倍頻是比傳統(tǒng)尾槳高得多的聲能密度頻率，一般在由400Hz至2000Hz的頻率范圍之內，現在，這些頻率在大氣中被很快地衰減，而傳統(tǒng)尾槳的非常低的聲能密度頻率則會傳播得很遠。
但是，導管式反力矩旋翼的一個缺點為，它提高了聲能密度頻率的水平，將其置于人耳有最大敏感性的頻率區(qū)中。此外，導管式反力矩旋翼的那種多數聲能集中在非常狹的第一個兩條或三條譜線上的噪音頻譜的非常沖擊的表現用一種特征性的呼嘯的噪聲顯示出來，人耳對這種噪聲是非常討厭的，而且是要通過“制止純噪聲或緊急線”受到聲學鑒定規(guī)范的重罰的。從軍事的觀點出發(fā)，導管式反力矩旋翼的特征性聲學特征也是一種不利的現象，有助于辨認直升飛機。
如上所述，所發(fā)散的總聲能級是評定直升飛機的響度品質的第二主要因素，與聲能在頻率范圍內的分布無關。正如上面所說明的，以及在美國專利US—5,131,604中所更加詳細地提到的那樣，具有較多的葉片數目而且其反力矩推力由于吸入而提供一半的導管式反力矩旋翼的空氣動力操作在每個葉片上產生的載荷要小于由傳統(tǒng)尾槳的葉片所經受的，因此產生較低的載荷噪聲級。
反之，在用于整流反力矩旋翼的導管中，在旋翼的下游，有著固定的障礙物，舉例來說，后傳動箱的支承臂或者甚至是例如具有固定的做成翼形的葉片的整流定子，就可能大大地提高所發(fā)射的聲能級，該后傳動箱與例如用于集中控制葉片葉距的機構相連，旋翼裝在該機構上，從而能夠旋轉。
為此，US—5,131,604建議用三個具有橢圓形截面的支承臂，一個是徑向的，與直升飛機的縱向軸線對齊，另外兩個平行于整流罩的垂直軸線，但是向后面偏移，在旋翼的旋轉平面與支承臂之間沿導管軸線的距離為臂的橫截面的橢圓的短軸的2至2.5倍。這種形狀與布置使之有可能基本上減少旋翼與支承臂之間的聲音的相互作用線，對于八個葉片的旋翼，其圓周速度限制為225m/s左右。
此外，為了減少用螺旋槳驅動的飛機的聲音發(fā)射，法國專利FR—2622170已經在螺旋槳方面建議取為偶數的葉片，大于或等于四，葉片沿直徑方向成對地相對，并且各對葉片要布置得彼此錯開，其角向間距大約在15°至50°之間，以致使旋轉噪聲的諧音水平由干涉減弱。
為了減少直升飛機的導管式尾槳的聲音發(fā)射，在歐洲專利申請EP562527中也已經建議旋翼的葉片取不等角分布。但是，由于這種不等角分布可能導致在結構上不能將葉片連在旋翼的轂上，且又不使葉片與它們的總槳距油門操縱桿不彼此發(fā)生干涉，這一文件建議，不等角分布只與將葉片分成其中的總槳距油門操縱桿具有不同的角度設置的兩組的分組方法相結合，以使在一部分葉距范圍內，反力矩推力主要地由一組葉片提供，而在另一部分葉距范圍內，當第一組葉片失速時，主要地由另一組葉片提供。
本發(fā)明的一個目的在于提出改進，以生產出一種具有最小的聲學公害的帶導管式旋翼的反力矩裝置，其意圖用于裝備一種用單個主旋翼推進的直升飛機，同時，與這類熟知的組件相比，又保持或者甚至改善了導管式反力矩裝置的空氣動力性能。
仍舊在帶有旋翼和整流定子，且這兩者都裝在導管中的反力矩裝置的情況下，本發(fā)明的一個目的是提出一種作為旋翼的幾何函數的整流器的構造和/或布置，以便使相互作用噪聲減至最小，同時又降低所發(fā)射的聲能。
本發(fā)明的另一目的是提出一種帶護罩的導管構形，它不管旋翼葉片是否在角向相等地分布，都能改善反力矩裝置的空氣動力性能，以便增加給定功率下的推力水平，同時減少由經過導管的氣流產生的噪聲。
總之，本發(fā)明的目的是提出一種帶旋翼和整流定子，且這兩者都裝在導管中的反力矩裝置，它與已知的導管式反力矩裝置相比能更好地適用于各種實用要求。
根據本發(fā)明，通過采用下述的用于直升飛機的反力矩裝置，可以達到上述目的以及其它目的，該裝置包括一個可變槳矩的多葉片旋翼和一個整流定子，旋翼要安裝成能在導管中旋轉，并基本上共軸線，以使沿軸線的氣流基本上橫過直升飛機并穿過一個裝在直升飛機尾部的整流罩，旋翼還要安裝成使葉片的變距軸線在一個基本上垂直于整流罩導管的軸線的旋轉平面中移動，整流定子固定在導管中，位于旋翼的下游，并包括繞導管的軸線基本上按星形設置的靜止葉片，每個葉片都顯示出不對稱的空氣動力翼形，曲度和相對于導管軸線的角度設置要使葉片將旋翼下游的氣流予以矯正，使之基本上平行于導管的軸線，并且所述裝置的特征為，整流器的每個葉片都與半徑方向傾斜一個最好為1°左右至25°左右的角，以導管的軸線至導管的周邊，并在與旋翼的旋轉方向相反的方向上傾斜，和/或從導管的中心至導管的周邊以及從上游至下游，最好傾斜一個1°左右至6°左右的角，同時，在導管的周邊處，旋翼的旋轉平面與整流器葉片的前緣之間沿導管軸線的距離為一個位于1.3C與2.5C之間的距離，其中的C為旋翼葉片的弦長。
由于靜止葉片不是徑向固定的，所以可以防止在葉片的整個翼展上同時產生旋翼的任意葉片的尾流與整流器的任意葉片的相互作用。
這個朝向同時有利于承受作為對旋翼旋轉的反作用而作用在基本上與導管共軸線的中心體上的力矩，而整流器可因此而有利地支承在導管內，該中心體包括用于驅動旋翼的構件和用于控制旋翼葉片槳距的集中構件。
靜止葉片的歪斜使之有可能減少所發(fā)射的總聲能，不管該靜止葉片是否與半徑方向傾斜。這種每個整流器葉片都相對于旋翼葉片的旋轉平面形成不為零的角度，同時又朝著導管的出口傾斜的構造，使之有可能增加將葉片的旋轉平面與整流器的葉片前緣在導管周邊處的局部位置分開的距離，在導管周邊處，靜止葉片與導管的有護罩的壁連接，同時由旋翼在尾流中產生的速度為最大，因此在整流器中產生的相互作用比朝向旋翼葉片的根部的大。但是，為了在所發(fā)射的聲能等級與整流器的空氣動力作用之間得到一個良好的折衷，同時改進整流器在反力矩裝置的導管中的布置，特別地是改進它的葉片在導管的有護罩的壁中的固定，同時使旋翼在導管中有良好的定位，通過由靜止葉片支承在導管中的后傳動箱，特別是當弦長C在測量時與做成翼形的主葉片段的起點相齊時，此距離(在1.3C與2.5C之間)的選擇是有利的。
為了使整流器葉片執(zhí)行其作為中心體的支承的功能和用于矯正在良好的條件下同時經過導管的氣流，有利的是使它們具有NACA65型的空氣動力學翼形，其相對厚度位于8％左右與12％左右之間，其對導管軸線的角度設置在2°左右與2.5°左右之間，按負的迎角朝向，曲度位于20°左右與28°左右之間。如此選取的厚度是在最小的可能相對厚度與足夠的厚度之間的折衷，該最小的可能相對厚度是為了同時減少載荷噪聲和由于在旋轉的葉片的尾流中工作的整流器的厚度而引起的噪聲，該足夠的厚度用于固定支承旋翼并包含后傳動箱和葉片的總距操縱的中心體，它們就這樣固定在直升飛機的尾翼組中，同時受到靜力場與動力場的作用，尾翼組則包括尾梁的端部和一尾翼或一直升飛機的穩(wěn)定器。
此外，為了減少旋翼與將驅動功率傳給旋翼，并穿過導管直至后傳動箱的傳動臂之間的干涉，此臂最好固定在導管之內，基本上位于整流器的一個葉片處，整流器的做成翼形的葉片最好是一個至少等于旋翼的葉片數減去1的數。
根據本發(fā)明，在旋翼葉片的方位角調制是不均勻或均勻時，不管旋翼是否與整流器有關聯，通過對導管采用特殊的幾何構成，也可以減少聲學公害，并增加具有導管式旋翼的反力矩裝置的空氣動力性能。
為此，導管包括兩部分，其中的一部分是一收集器，它對應于位于旋翼的旋轉平面上游的那部分導管，另一部分導管是一擴散網，它對應于位于旋翼的旋轉平面下游的那部分導管，收集器包括一個由朝向上游端凸出并以不變的半徑Rc做成圓角的環(huán)形壁限定的收斂形入口噴管，該入口噴嘴用一具有第一長度L1的圓柱形區(qū)向旋翼的旋轉平面延伸，從旋翼的旋轉平面朝向下游端擴散器包括具有第二長度L2并將收集器的圓柱形區(qū)延伸的圓柱形區(qū)，其次是一個具有錐頂半角α的截錐形擴散形噴管，以及一個由朝向下游端凸出并以半徑r做成圓角的環(huán)形壁限定的擴散形出口。
由收集器和擴散器的圓柱形區(qū)形成的圓柱形導管部分的存在，使之有可能當旋翼安裝在導管中，以致使其葉片在導管的這個圓柱形部分中旋轉時，改善旋翼的每個葉片型面的空氣動力性能，這是因為，在這個圓柱形部分中的流動是軸向的。
旋翼的旋轉平面在此圓柱形部分中的位置最好定義為旋翼葉片的弦高C、葉片的正葉距范圍、葉片的前緣與葉距改變軸線之間的距離a以及用揮舞表征其剛度的葉片的最大變形f的函數，以便使圓柱形區(qū)的長度L1和L2要如此，使得L1＞asin(βmax)＋f和L2＜(C－a)sin(βmax)其中，βmax為旋翼葉片的最大正槳葉角。
在實際中，有利的是分別使收集器和擴散器的圓柱形區(qū)的長度L1和L2相應地位于在其圓柱形部分測得的導管直徑的2％左右和8％左右之間和1％左右與3.5％左右之間。
同樣，不管導管是否包括圓柱形部分，只要它包括一個具有由一凸出的并以不變的半徑Rc做成圓角的環(huán)形壁限定的收斂形入口噴管的收集器，這個半徑就大約為在其喉部并在其最狹的橫截面處測得的導管直徑的8％。
對于固定的總推力而言，為了增加給定功率下的推力或靠減少作用在旋翼葉片上的載荷來減少噪聲，擴散器的擴散角或它的截錐形擴散噴管的半角α最好在5°左右至20°左右之間選取。
為了減少帶導管式旋翼的反力矩裝置在向前飛行時的阻力，而又不改變由此反力矩裝置，特別是在平穩(wěn)飛行時提供的推力，專利權的受讓公司在其從1985年開始銷售的型號為AS365N1的直升飛機上已經生產了一種擴散器的擴散形出口的環(huán)形壁，它有在朝直升飛機的前部延伸的圓弧上的一個恒定的第一半徑r1，一個在朝向直升飛機的后部延伸的圓弧上且大于r1的恒定的第二半徑r2，同時在直升飛機的縱向軸線的兩側，對稱地有兩個用在r1與r2之間遞增的半徑把半徑恒定的區(qū)域連接起來的區(qū)域。根據本發(fā)明，r1最好小于導管直徑的1.6％左右，而r2位于導管直徑的4.3％和為收集器的收斂形噴管所選取的半徑Rc之間，同時恒定半徑r1的前區(qū)遍布對應于至少210°的對角的圓弧，而恒定半徑r2的后區(qū)則遍布對應于對稱地在直升飛機縱向軸線的上方和下方的對角為90°的圓弧。
如同在帶導管式旋翼的反力矩裝置的現有技術的實施例中一樣，導管可以在一個整流罩中形成，該整流罩裝入包括尾梁后端和一至少有一穩(wěn)定器的尾翼的直升飛機的尾部尾翼可能有兩個穩(wěn)定器，并且其類型為十字形，T形或在導管上方的V形，它還有可能使尾翼的至少一個穩(wěn)定器包括一個可以偏轉的穩(wěn)定器襟翼。此外，導管的軸線可能與水平方向傾斜，以使導管式旋翼的推力在直升飛機上產生一升舉分力。
本發(fā)明的其它優(yōu)點和特性將參考附圖從對下面的不受限制的實施例的描述中得出，這些附圖是

圖1是一導管式反力矩裝置的 的后透視圖，其旋翼與整流定子設置在導管中，該導管穿過尾梁后端并位于直升尺機的尾翼底層的整流罩，旋翼被顯示在導管之外，并且為了更加清晰起見，將其中的一部分切去；圖2是圖1的旋翼的示意的側視立面圖，其葉片的相位角調制不均勻；圖3是表明圖1中的旋翼和整流定子的操作的簡圖；圖4是圖1所示裝置的一個特殊實施例的局部側視立面圖；圖5基本上與通過圖1所示的反力矩裝置的軸向半剖視圖相對應；圖6是圖1、4和5所示裝置的導管的軸向半剖視圖；以及圖7是示意的側向立面圖，示出了導管的擴散器的出口和它的具有不同半徑的各個部分。
在圖1所示的直升飛機中，直升飛機的機身與單一的主旋翼均未示出，圖中的尾梁1，在其后端支承一個尾翼2，尾翼的上部布置成垂直的穩(wěn)定器，以協助控制偏航，并且在尾翼2的前面支承一個水平穩(wěn)定器，它有兩個沿尾梁1的兩側延伸的控制表面4，以便協助按槳距控制直升飛機。
尾翼2的底層布置成一個護罩或整流罩5，導管6穿過它，用于導管式反力矩裝置的空氣流動，反力矩裝置還包括一個安裝成能旋轉并在導管6中大致共軸線的多葉片可變葉距的旋翼7，同時還有一個整流定子8，該定子8固定在導管6中，相對于通過導管6的氣流的流動方向處于旋翼7的下游，并包括繞導管6的軸線X—X基本上布置成星形的固定葉片9。
此多數用于在穩(wěn)態(tài)飛行或低速時控制偏航的反力矩裝置附加有垂直穩(wěn)定器3和水平穩(wěn)定器4，以便在高速飛行時按偏航和俯仰控制直升飛機。這些同樣的功能可以由在整流罩5上方的V形穩(wěn)定器，或是由其穩(wěn)定器4安裝在垂直穩(wěn)定器3的上面基本上是一半的地方的十字形尾翼，或是甚至由其穩(wěn)定器4裝在穩(wěn)定器3的頂端的T形尾翼來實現。
導管6的軸線X—X基本上橫貫直升飛機的縱向軸線，該導管具有基本上是不對稱的形狀，這將在下面參考圖6予以描述，它包括一個收斂形的入口19，該入口以一個圓柱形部分20朝著空氣出口處延伸，而圓柱形部分本身又以一擴散形噴管21—22延伸至出口處。旋翼7在導管6中裝在它的入口側，以使其葉片10在導管6的圓柱形部分20中旋轉，用于葉片10的葉距改變軸決定了旋翼的一個旋轉平面P，葉片在此平面中運動，并且此平面基本上垂直于有罩導管6的軸線X—X。旋翼7裝在位于中心體11之內的后傳動箱中，并受到驅動，可以旋轉，中心體11的外形基本上為圓柱形，并與導管6共軸線，并且用整流器8的葉片9固定在尾翼2的結構上，該整流器將中心體11夾持在導管6的中心處，而且相對于旋翼7而言，處于導管的出口側。
在某種已知的型式中，中心體11中的后傳動箱含有一個用驅動軸12可轉動地驅動旋翼7的機構，軸12本身又由一穿過臂1 3并與直升飛機的主傳動箱的輔助輸出端相連的傳動軸驅動，臂13的一部分布置在導管6中，基本上位于整流器8的葉片9中的某個葉片處。
這樣，旋翼9在導管6中的旋轉就產生了一個受到控制的氣流，它形成為平衡直升飛機的偏航所必需的橫向反力矩推力。
為了改變這個橫向推力的幅度，在一種也是熟知的方式中，中心體11的后傳動箱和旋翼7包括一個用于葉片10的總距操縱的裝置，它用一個沒有示出的控制桿操作，因為假設圖1的臂13用作一個傳動軸和總距改變桿的整流罩。
至于結構，后傳動箱，用于葉片10的總距操縱的裝置以及旋翼7的構形和操作將最好參考專利權的受讓公司的法國專利FR1531536、美國專利US—3,594,097和US—4,626,173，這些專利將作為參考結合在本說明書中。我們只限于提請記住，每個葉片10包括一個具有空氣動力翼形的主葉片段14、一個葉片根部15和一個接頭16，葉片根部15做成套箍，葉片10通過它來安裝，以致能至少在一個軸承中繞其縱向葉距改變軸線旋轉，而該軸承則為此目的而在旋翼槳轂17的至少一個環(huán)形壁上形成，接頭16是可以旋轉的而且最好也是能變形的，它穿過葉根套箍15，并以其與套箍15相對的一端把持在旋翼槳轂17上，槳轂17由驅動軸12可轉動地驅動，而軸12在包圍后傳動箱的中心體11上沿導管6的軸線X—X伸出。每個葉片10的從葉片10的一側伸出的根部15有一個由一小桿與一控制輻射架相連的總距油門變距桿23，輻射架自由地隨旋翼7旋轉，但能通過操縱總距油門變距桿，但能通過操縱總距油門變距桿，而使其沿旋翼7的旋轉軸線作平移運動，以集中地控制葉片10的總距變化。
在旋翼7的葉片10的下游，但是沒有離開導管6的擴散形噴管21—22而固定在導管6中的葉片9通過矯正葉片10下游的氣流，使之朝向導管6的X—X軸線并獲得一附加的反力矩推力可恢復此氣流的旋轉能量，這已經在受讓人公司的法國專利FR—2534222中予以說明，其描述將作為參考結合在本說明書中，特別是關于這個專利的圖4和5的描述，其中的圖5對應于本申請的圖3。在此圖3中，以轉速u＝52R旋轉的旋翼的兩個葉片10已示意地在兩個靜止葉片9的上游示出。此速度u與空氣的軸向進入速度va1合成，以便得出旋翼上的氣流的相對速度W1，此速度W1在每個移動的葉片10的周圍建立一壓力場。
此后，這個壓力場產生一空氣動力合力R1，它一方面可以分解成一個升力FZ1和一個阻力FX1，另一方面產生一個其方向與旋翼的旋轉速度u的方向垂直并與va1的方向相反的軸向推力S1。
由于由上述每個葉片10構成的第一障礙的原因，空氣以不同的速度條件離開旋翼7，并且出口速度三角形使之有可能分辨出一個相對于旋翼的小于W1的新速度W2和一個作用在朝向葉片10的靜止葉片9上的絕對速度V2。
對于靜止葉片9來說，速度V2起著與運動的葉片10的速度W1同樣的作用，V2圍繞著每個葉片9建立一壓力場，這個壓力場產生一個空氣動力合力R2，此合力R2一方面可分解為一個升力FZ2和一個阻力FX2，而另一方面形成一個軸向推力S2，該推力是一個加在推力S1上的附加推力。通過適當地選擇葉片9的不對稱的空氣動力翼形，特別是它們的曲度和相對于導管6的軸線X—X的角度設置，可以使氣流在離開靜止葉片9時被拉直，并且可能使其速度V3實際上是沿軸向的(平行于X—X軸線)。
在導管式反力矩裝置中，在位于導管6中的旋翼7的下游具有做成翼形的靜止葉片9的整流定子8的布置使之有可能產生一種緊湊的、平衡的和剛性的反力矩裝置，它不必調整驅動旋翼7所需的功率，就能得到加大的反力矩推力。
因此，這種反力矩裝置的作用是與下列各項相關連的——旋翼7的特征，按航向飛行直升機所需要的性能水平；而性能水平又主要地取決于旋翼7的直徑的選擇因而也取決于導管6的直徑的選擇，取決于葉片的圓周速度，葉片的數目，葉片的弦長，以及取決于葉片的型面和扭轉規(guī)律。
——整流器8的特性；當有整流器時，此特性尤其取決于葉片9的數目，它們的弦長，它們的翼形(曲度、位置、……)。
——還有導管6的特性。
同時，導管式反力矩裝置在聲學上的優(yōu)化可以用以下方法得到保證在整個頻譜中分配聲能，采取旋翼7的葉片10的稱為方位角調制或相位調制的不均勻的角度分布，并減少由反力矩裝置發(fā)射的聲能水平，減少旋翼7的葉片10的圓周速度，通過在導管6中的定子8和傳動臂13的特殊構形及其布置，使其與旋翼7有適當的間隔，以一方面減少旋翼7與傳動臂之間的干涉，另一方面減少整流定子8與傳動臂13之間的干涉。
對于一個十葉旋翼10而言，其不均勻相位調制或方位角調制的例子示于圖2中。此相位調制的目的在于破壞旋翼葉片的傳統(tǒng)的角對稱或傳統(tǒng)的等角度分布，以便不會減少所發(fā)出的聲能，而是與在未調制(等分布葉片)的情況下，即能量集中在某些特定的頻率(bΩ、2bΩ、3bΩ……)的情況下得到的相反，使聲能更有利地分配在頻譜中。
用于旋翼7的葉片10的相位調制法則是一個正弦法則或與下列類型的正弦法則相近的法則 式中，θn為從任意角度原點開始連續(xù)計數的旋翼的第n個葉片的角位置，b是旋翼的葉片數，而m和Δθ是正弦法則的參數，在m的情況下，對應于一個與旋翼7的葉片10的數目b不互為質數的整數，而Δθ要選得大于或等于作為葉片數b的函數來選擇的最小值Δθmin，并且Δmin隨b的增加而減小。
當然，在一種等分地分布的排列中， 代表第n個葉片的角位置，而 則對應于相對于等分的分布排列的方位角調制項。參數m和Δθ要作為葉片10的數目b的函數來選擇，以便同時提供旋翼7的動平衡，能量在頻譜中的最優(yōu)分配，同時保證有最小的由葉片的角偏移條件而責成的葉片間的角距，這種角偏移用槳距和葉片10在槳轂17上的結構附著性來表示。
整數m按下列方式選擇首先，要考慮旋翼7的動平衡而進行選擇。通過寫下此平衡關系，就得到下面兩個必須予以滿足的方程式∑cosθn＝0和∑sinθn＝0
對于上面已給出的正弦調制法則θn，如果m和b不互為質數，則這兩個方程式就能得到滿足。
由下面的表1中的叉號給出m的作為在由6變到12、的葉片10的數目b的函數的可能選擇。
表1
作為在表1中所提供的可能性的函數，整數m要盡可能地小，而且最好固定為2或3，以便得到最密的可能頻譜，因而得到倍頻程的三分之一的較好能量分配。參數m也可能正好準備等于4，但是為1的值是應當避免的。
參數Δθ必須按下列方式選擇它大于或等于由給定數目的旋翼葉片10的聲學準則給出的最小值Δθmin，如下表2所示。
表2
這些值對應于某個同一的角相移ΔΦ＝bΔθ，此相移作為表征相對于基準線的正弦調制譜線的水平的Bessel函數的參數而起作用，這已在Donald EWALD等人的題為“應用調制原理減少噪聲”的論文中予以了說明，該論文刊登在《美國航空學會學報》(“TheJournal of Acoustical Society of America”)第49卷，1971年的第5期(第1部分)，1381至1385頁上。角相移ΔΦ＝1.5弧度對應于這樣一個值，超過這個值，Bessel函數J0(ΔΦ)便小于或等于n不為0時的Bessel函數Jn(ΔΦ)(見上述論文的圖2)。這就使之有可能在bΩ中相對于相鄰的線而將基準線的出現減至最少，這是因為，J0(ΔΦ)代表基準線上的加權系數，而J1(ΔΦ)代表在有調制時存在的相鄰線(b－1)Ω和(b＋1)Ω的加權系數。角相移ΔΦ＝bΔΦ＝1.5弧度是理想點，因為在三條相鄰線bΩ，(b－1)Ω和(b＋1)Ω上的噪聲等級是相等的，因此，集中在具有等分布葉片的旋翼的線bΩ上的能量就分配在這三條線上。因此，表2給出了作為b的函數的Δθmin的值，以使bΔθmin＝1.5弧度。
此結果對應于某個理想的情況，此時，壓力擾動函數非常均勻，也就是說，適用于一個具有很大的葉片數目(大于20)的旋翼的情況。在反力矩旋翼7的情況下，葉片10的比較少的數目使壓力擾動函數變得更加有脈沖性。上述規(guī)則也可以略加改變，但需要規(guī)定其變化的極限，以便使正弦調制規(guī)則與導管式反力矩旋翼7的特殊情況相匹配。此外，用以使葉片有按槳距表示的角偏移而且彼此不發(fā)生干涉的最小的可允許的葉片間角距，以及葉片10在槳轂17上的合適的結構附著性，可能以選擇小于由聲學準則(表2)推薦的Δθmin的Δθ為條件。例如，對于有十個葉片10的旋翼7，最小的葉片間角距為24°。
因此，可以根據變形的正弦法則采用相位調制法則，此時，bΔθ可以在由1.5弧度至1弧度的值的范圍內選取，和/或關于最初由正弦分布法則對旋翼7的每個葉片10給出的角位置可以采取±5°的偏差，以便補償最小的葉片間角距這一約束，同時又保留由于相位調制而得到的良好的聲學性能。
應當指出，當bΔθ＝1弧度時，基準線bΩ的加權系數為0.8，而相鄰線(b±1)Ω的加權系數則降至0.45。
當反力矩裝置包括整流器時，整流器的葉片9繞導管6的軸線X—X均勻地分布，以便限制旋翼7與整流定子8之間的干涉，特別地是用以避免在旋翼7與定子8之間的任何喘振現象(動態(tài)激振)，旋翼的葉片10的相位調制要做到使旋翼的兩個并不一定是相鄰的葉片之間的任何角距都不同于定子8的兩個并不一定是相鄰的葉片9之間的任何角距。用數學語言來表達，這個條件可以翻譯成如果θij代表旋翼7的從一任意角度原點連續(xù)計數的序號為i和j的葉片之間的角距，也就是說，代表在葉片i和j的葉距改變軸線之間所定義的角，同時，如要θk，l代表整流器8的序號為k和l的葉片之間的角距，則不管i、j、k、l的值如何，θi，j不同于θk，l。實際上，對于整流器8的至少一半的葉片9來說，不考慮傳動臂13，如果旋翼7的不同葉片10之間的相應的角距和整流器8的不同葉片9之間的相應的角距之差的絕對值都大于1°，則這一條件就可以認為已經得到遵守。
如果通過選擇上述最有利的類型的正弦型相位調制，而使這一防止兩個葉片10同時經過兩個對面的葉片9的角度條件得不到實現，則至少某些葉片的角位置必須予以修改，即按正弦法則將其移開，并采用上面提到的經變形的正弦法則，這就是說，由于Δθ這時不能選擇成使bΔθ＝1.5弧度，于是bΔθ不斷地由1.5至1弧度減少，但不降至小于1弧度，直至得到一個合適的Δθ值，以實現上述的不同于θkl的幾何條件θij，同時或者另一方面，對最初由正弦分布法則對旋翼7的每個葉片10給出的角位置，±5°的累積偏差或最大偏差是允許的。
如果試圖減少噪聲公害而避免兩個葉片10和兩個葉片9與旋翼7之間同時有相互作用，而旋翼7的葉片10又是均布的，則選擇旋翼7的葉片10的數目b，使之與整流器8的葉片9的數目互為質數就已足夠，這樣就不會在兩個不一定是相鄰的葉片10之間得到一個等于兩個不一定是相鄰的葉片9之間的一個任意角距的任意角距。
通過減少由旋翼7與整流定子8之間的相互作用所發(fā)出的聲能等級，且不管聲能所集中的或所分配的頻率，也可以減少由于這些相互作用而產生的噪聲公害。如圖4所示，為了避免在所討論的葉片9的整個翼展內同時產生葉片10與葉片9之間的相互作用，葉片9要布置成非徑向的方式，但它們分別傾斜一個υ角，此角度在與半徑方向成5°左右與25°左右的范圍內，當從導管6的中心朝向其周邊考察葉片9時，此角度處于與葉片10的旋轉方向相反的方向。這個傾斜方向使之有可能不僅減少旋翼7的葉片10與定子8的葉片9之間由相互作用而形成的噪聲，而且也保證能更好地承受在葉片9受壓縮地工作時，由中心體11中的后傳動箱所承受的載荷。實際上，由于整流器8的功能之一就是支承后傳動箱與中心體11，這樣，葉片9就可能最好地支承與傳給旋翼7的力矩相反的力矩。此外，整流器8的葉片9的空氣動力翼形的相對厚度要選擇成使之能最好地減少導管6的總體尺寸，同時又保證有足夠的用于支承中心體11這一功能的機械強度，在實踐中，葉片9的翼形的相對厚度在8％左右與12％左右之間。
對于葉片9，這一相對厚度的選擇要與NACA65型的空氣動力翼形的使用相適應，此翼形的設置在導管6的軸線X—X上的迎角是負的，并在2°左右與2.5°左右之間，翼形的曲度在20°左右與28°左右之間，這些翼形的特性使整流器8有良好的效用。
此外，當整流器8的葉片的前緣與旋翼7的由葉片10的葉距變化軸線所規(guī)定的旋轉平面P之間的軸向間距超過最小值，約為其弦長C的40％左右，而此最小間距值至少等于1.3C時，由旋翼7與定子8之間的相互作用而產生的噪聲的降低變得相當顯著。但是，由于后傳動箱與中心體11在導管6中的支承是由整流器8提供的，因此，為了使旋翼的旋轉平面P的位置在導管6中有一個良好的公差，需要將整流器8、后傳動箱和中心體11固定得盡可能地靠近旋翼7的平面P。
如圖5中以夸大的方式所表示的那樣，通過使整流器8的葉片9傾斜一個角度ψ，該角度約在2°至6°左右，則這兩個互相矛盾的要求就可以得到良好的妥協，也就是說，減少噪聲與旋翼7的平面P的良好的位置公差之間可以得到良好的妥協。每個葉片9的這種從導管6的中心朝向其周邊并從上游至下游傾斜，使之有可能讓每個葉片9的前緣盡可能遠地離開旋翼的平面P，同時又保持后傳動箱和中心體11的軸線有正確的定位，從而使旋翼的平面P在導管6中有正確的定位?？紤]到與中心體11相連的葉片9的根部和葉片9的與導管6的整流罩18的側壁相連的受載較大的端部之間的空氣動力載荷的連續(xù)性，盡管葉片9的前緣差不多在葉片10的根部的后面，對噪聲的影響仍然可忽略不計。為此，在導管6的周邊上，旋翼7的旋轉平面P與整流器8的葉片9的前緣之間的軸向間距是一個在1.3C左右和2.5C左右之間的距離dr，其中的C是旋翼7的葉片10的弦長，當這個弦長C在主葉片段14的翼展上是不恒定的時候C在主葉片段14上靠近葉片根部15處選取。
總之，除去與半徑方向傾斜的角υ以外，在垂直于導管6的軸線X—X并平行于旋翼的平面P的平面中，每個葉片9要使得在導管6的周邊處，其前緣處于離開旋翼的旋轉平面P的其范圍在1.3C左右至2.5C左右之間的距離dr內，以避免葉片9的后緣穿入由此導管6的倒圓的唇部劃界的出口，同時要使葉片9在垂直于旋翼的平面P的平面上，朝向下游端并朝向導管的周邊傾斜一角度ψ，以便用中心體11和后傳動箱的正確定位來保證旋翼的平面P的精確定位。當dr小于1.3C時，所發(fā)射的聲能等級在使葉片9靠近旋轉平面P時增大得非?？?，而當dr大于2.5C時，整流器8失去它的流體動力作用。
前面已經說過，傳動臂13與整流器8的葉片9相連，以便確定葉片9和葉片10的角位置，但是它沒有做成翼形，同時，做成翼形的葉片9的數目要選成大于或等于減去1的旋翼7的葉片10的數目。
比較有利的是，這些葉片10具有OAF型的空氣動力翼形，其相對厚度與曲度沿翼展進行，相對厚度在0.4R與R之間，舉例來說，由13.9％減去9.5％，其中的R是旋翼7的半徑。同樣，翼形的扭轉隨著離開旋翼軸線而減小。
如圖6所示，并且已經描述過，導管6的環(huán)形壁18從上游至下游包括一收斂形入口噴管19，一圓柱形部分20和一截錐形擴散形噴管21，旋翼7如由旋轉平面P所表示的那樣在圓柱形部分20中旋轉，擴散形噴管在倒圓的出口唇22處結束。導管6可再分為兩個部分，即收集器與擴散器，收集器對應于導管的位于旋翼7的旋轉平面P上游，其軸向尺寸為dc(沿著導管6的軸線X—X)的那部分，而擴散器則對應于導管6的位于旋翼的旋轉平面P下游，其軸向尺寸為dd的那部分。收集器本身又可再分為兩個區(qū)收斂形噴管19和在其后面的長度為L1的圓柱形區(qū)，收斂形噴管由一個朝著上游端凸出并以不變的半徑Rc做成圓角的入口唇或環(huán)形壁限定。擴散器可分為三個區(qū)，即將收集器的圓柱形區(qū)L1延長，長度為L2的圓柱形區(qū)，具有擴散形噴管21的錐頂半角α的截錐區(qū)，和由出口唇22限定的擴散形出口噴管，出口唇的形狀為一朝向下游端凸出并以半徑r做成圓角的環(huán)形壁。
如果Φ代表導管6在其圓柱形部分20的直徑，則比值L1/Φ必須在0.02左右至0.08左右之間，以免太大的圓柱形區(qū)L1大大地畸變導管式旋翼的性能。同樣，太小的收集器的長度dc將畸變導管式旋翼的性能，因而收集器的最小長度dc＝Rc＋L1對應于導管直徑Φ的10％左右。因此，Rc+L1Φ>0.10]]>。
實際上，入口唇19的半徑Rc要確定成使其與導管直徑Φ的比值約為0.08。旋翼的平面P在圓柱形部分20中的位置要定義為葉片10的弦長C、葉片的正葉距范圍、使葉片的前緣與其葉距改變軸線分離的距離a(a＝0.4C)、以及用揮舞表征其剛度的葉片10的最大變形f的函數、L1必須要使L1＞asin(Pmax)＋f，其中的βmax為最大的正槳葉角。為了避免葉片10在圓柱形部分20的外面和前面有任何的伸出，要考慮有為直徑Φ的1.33％的附加余量。擴散器的圓柱形區(qū)的長度L2在導管直徑Φ的1％和3.5％之間進行。實際上，它由下列式子給出L2＜(c－a)sin(βmax)。
擴散角α(截錐形擴散噴管21的錐頂半角)在5°左右至20°左右之間選取。擴散器的發(fā)散部分的長度df與擴散角α直接有關，而且與擴散度成反比，該擴散度由和導管6的出口表面積與旋翼7的盤形表面積之比相對應的擴散水平來限定，此擴散比要保持大于1.06。
為了減少導管式反力矩裝置在直升飛機向前飛行時的阻力，而又不畸變其在盤旋飛行時的性能，擴散器的凸出的環(huán)形出口唇22的半徑r在這個唇的整個周邊上不是常數。半徑r所經過的區(qū)域在圖7中示出，該圖用側視立面圖示意地示出了擴散器的出口。在此圖中，軸線Y—Y為直升飛機的通過導管6的軸線X—X的前(向左)—后(向右)軸線或縱向軸線，而軸線Z—Z為也與導管的軸線X—X相交的垂直軸線。唇22在沿圓弧AA延伸的前區(qū)中，有一個小的不變的半徑r1，它小于導管6的直徑Φ的1.6％左右，圓弧AA對應于一個為210°的對角，并且相對于軸Y—Y對稱。為了不畸變由導管式反力矩裝置提供的推力，同時又減少在向前飛行時的阻力，唇22有半徑r2＞r1，并在導管直徑Φ的4.3％左右和半徑Rc之間，Rc對收斂形噴管19而言，是在一沿弧BB延伸的后區(qū)中選取的，該弧BB對應于一個為90°的對角，在軸線Y—Y的兩側對稱。在這些前區(qū)與后區(qū)之間，延伸有兩個具有在r1與r2之間遞增的半徑的區(qū)，它們對應于弧AB，每個弧AB的對角為30°。根據制造限制所提出的理由，這個遞增的半徑是必需的。這些具有遞增半徑的區(qū)域在出口唇22的前部和后部之間提供了一個過渡。作為一種變型，小半徑r1的前區(qū)中可以沿與可能達到240°的對角相對應的弧A′A′延伸。這樣，與弧A′B相對應的過渡區(qū)就可以縮短了。
在一個適用于裝備一架其質量大約為1.5噸的直升飛機的例子中，反力矩裝置裝在一個直徑為750mm的導管6中，其旋翼具有8個金屬葉片，葉片具有有尾翼的主葉片段14和一個整體的套箍15，同時如US—3,594,097中所描述的那樣，旋翼槳轂的直徑為304mm，葉片的弦長根據葉尖的速度是186m/s還是180m/s而為58mm或63mm，葉片的變距范圍在0.7R(R為旋翼的半徑)處由-25°延伸至+41°，并且葉片的翼形為上述的遞增式OAF翼形，其扭轉法則為，0.4R至R，扭轉從17°減至6.9°。
與之有關聯的整流器有十個具有80mm弦長的做成翼形的葉片9，整流器上還加上傳動臂13〔十個葉片間的角距為30.66°，而一個臂13從中穿過的角距為53.4°〕，具有八個葉片10的旋翼按照優(yōu)化的正弦法則(bΔθmin＝1.5弧度)實行葉片的相位調制，其參數為m＝2和Δθ＝10.75°，但是，為了考慮整流器8，優(yōu)化的法則按最大的角度偏差±3.75°予以變形，這導致旋翼7的八個葉片10的下列調制<
>與之相反，與之有關聯的整流器有七個做成翼形的葉片9，外加傳動臂13，有八個葉片10的旋翼按照一個經變形的正弦法則(bΔθ＝1.25弧度)實行相位調制，其中，參數為m＝2和Δθ＝8.96°，最大角度偏差為±5°，這得到了下列調制<
>葉片9的與通過每個葉片的基面的半徑方向之間的傾斜角υ約為10°，而它們的朝向周邊和朝向導管6的出口的傾斜角ψ為4°。將旋翼的旋轉平面P與葉片9的前緣分開的距離dr為96.5mm，也就是說，大約為旋翼葉片的弦長的1.53倍至1.66倍。整流器的做成翼形的葉片9具有NACA。65型葉型，其相對厚度為10％，葉型的中心線的曲度為27°，并且設置在導管6的軸線X—X上的迎角為負，等于2.5°。這個導管具有一個收斂形噴管19，其半徑Rc為60mm，收集管的圓柱形區(qū)的長度L2為24mm，擴散器的圓柱形區(qū)的長度L2為23mm，發(fā)散角α為7°，并且出口唇22在其前區(qū)有—10mm的半徑r1，在其后區(qū)有—45mm的半徑r2，擴散器的發(fā)散部分的最小長度df為187mm。
在一個適用于裝備一架具有質量約為2.5噸的直升飛機的例子中，反力矩裝置包括一個具有十個其弦長為50mm的葉片的旋翼，旋翼以187.66m/s的圓周速度(3584rpm)被驅動，并有直徑為380mm的槳轂，它裝在直徑為1m的導管中，葉片的翼形為一個與上述例子中的相類似的OAF，變距范圍從-25°至+35°延伸(在0.7R處)。葉片同上述例子一樣是金屬型的，它按照前面提到的正弦法則，但是是經過變形的法則(bΔθ＝1弧度)實現相位調制或方位角調制，其中，參數為m＝2和Δθ＝5.73°，最大的角度偏差±3.4°。整流器包括十個做成翼形的葉片，其弦長為97mm，整流器中還加有傳動臂13。由此得到下列調制
做成翼形的靜止葉片的傾斜角ψ是4°，他們與半徑方向的傾斜角υ是7.8°。旋翼的平面P與做成翼形的葉片9之間的距離dr約為98mm，也就是說，約為旋翼葉片的弦長C的1.96倍。整流器的葉片9具有NACA65型的翼形，其相對厚度為10％，翼形的中心線的曲度為21°，所設置的迎角為負的并且等于2.5°。導管6的收斂形入口噴管的半徑Rc為80mm，收集器和擴散器的圓柱形區(qū)的長度L1和L2分別為23mm和17mm。發(fā)散角α為7°，而導管的發(fā)散部分的最小長度df為280mm。唇22的前區(qū)的半徑r1為10mm，而后區(qū)上的半徑r2為60mm。
為了裝備一架其質量約為4至4.5噸的直升飛機，反力矩裝置的例子可以包括一個具有十個其弦長為94mm的葉片的旋翼，旋翼以180m/s(3125rpm)的葉尖圓周速度在直徑為1100mm的導管中被驅動，槳轂的半徑為225mm。同前面的例子一樣，葉片的變矩軸線在其弦長C的40％處，其翼形為遞增式OAF葉型，具有同樣的相對厚度的變化規(guī)則，但其扭轉法則卻在0.4R與R之間從7.25°減至-1.2°。整流器或是包括13個葉片，即12個是做成翼形的，其弦長為80mm，對其加有傳動臂；或是包括17個葉片，即16個是做成翼形的，其弦長為66mm，并對其加有傳動臂。做成翼形的葉片的型面為NACA65型，其相對厚度為10％，中心線角度為23°，而設置的迎角是負的并等于2.2°。做成翼形的靜止葉片的傾斜角ψ為3°，它們與半徑方向的傾斜角υ是11.2°。旋翼的平面P與靜止葉片的前緣之間的距離dr由1.65c至1.7c，并且采用了上面提到的經過變形的正弦法則，以便得到不會導致兩個任意旋翼葉片之間的任何角度等于兩個任意靜止葉片之間的任何角度的相位調制，從而得到在表3中給出的旋翼的十個葉片的角向分布，此分布取決于整流定子包括13個還是17個靜止葉片。
表權利要求
1.一種用于直升飛機的反力矩裝置，它包括一個可變槳距的多葉片旋翼(7)和一個整流器定子(8)，旋翼要安裝成能夠在導管(6)中旋轉，并共軸線，用以使沿軸線(X—X)的氣流基本上橫過直升飛機并穿過一個裝入直升飛機尾部(1—2)的整流罩(5)，旋翼還要裝成使葉片(10)的變距操縱桿在一個基本上垂直于導管(6)的軸線的旋轉平面中移動，整流定子固定在導管(6)中，位于旋翼(7)的下游，并包括繞導管(6)的軸線基本上按星形設置的靜止葉片(9)，每個葉片都顯示不對稱的空氣動力翼形，其曲度和相對于導管(6)的軸線的角度設置要使葉片(9)將旋翼(7)下游的氣流予以矯正，使之基本上平行于導管(6)的軸線，其特征為，整流器(8)的葉片(9)的每一個都與半徑方向傾斜，從導管(6)的軸線朝向導管的周邊，并沿著與旋翼(7)的旋轉方向相反的方向，以及/或從導管(6)的中心至其周邊，并從導管(6)的上游至下游傾斜，同時，在旋翼(7)的旋轉平面(P)與整流器(8)的葉片(9)的前緣之間沿導管(6)的軸線(X—X)，并且在導管(6)的周邊處的間隔為一個在1.3C和2.5C之間的距離，其中的C為旋翼(7)的葉片(10)的弦長。
2.一種如權利要求1的反力矩裝置，其特征為，整流器(8)的葉片(9)在導管(6)的內部支承一個基本上與導管(6)共軸線的中心體(11)，中心體包含用于驅動旋翼(7)的構件和用于集中地控制旋翼的葉片(10)的槳距的構件，旋翼要安裝成能在中心體(11)上旋轉。
3.一種如權利要求1和2中的任何一項的反力矩裝置，其特征為，整流器(8)的葉片(9)具有NACA65型的空氣動力翼形，其相對厚度在8％左右至12％左右之間，設置在導管(6)的軸線(X—X)上的迎角為負并在2°左右與2.5°左右之間，并且中心線曲度在20°左右至28°左右之間。
4.一種如權利要求1至3中的任何一項的反力矩裝置，其特征為，將驅動功率傳至旋翼(7)的傳動臂(13)位于導管(6)的內部，基本上在整流器(8)的葉片(9)中的一個葉片所在之處，做成翼形的葉片(9)的數目至少等于減去1的旋翼(7)的葉片(10)的數目。
5.一種如權利要求1至4中的任何一項的反力矩裝置，其特征為，旋翼(10)的葉片(10)具有OAF型的空氣動力翼形，其相對厚度與中心線曲度是根據翼展遞增的，在0.4R與R之間，相對厚度從13.9％左右減至9.5％左右，而扭轉從17°左右減至6.9°左右或從7.25°左右減至-1.2°左右，其中的R為旋翼(7)的半徑。
6.一種如權利要求1至5中的任何一項的反力矩裝置，其特征為，導管(6)包括兩個部分，其中的一個部分是收集器(dc)，它對應于導管(6)的位于旋翼的旋轉平面(P)上游的那部分，另一部分是擴散器(dd)，它對應于導管(6)的位于旋翼的旋轉平面(P)下游的那部分，收集器包括一個由朝著上游凸出并以不變的半徑(Rc)做成圓角的環(huán)形壁限定的收斂形噴管(19)，該噴管用一個具有一長度(L1)的圓柱形區(qū)向旋翼的旋轉平面(P)延伸，從旋翼的旋轉平面(P)朝向下游端，擴散器包括一個具有一第二長度(L2)并將收集管的圓柱形區(qū)延伸的圓柱形區(qū)，其次是一個具有錐頂半角α的截錐形擴散形噴管(21)，以及一個由朝下游凸出并以半徑r做成圓角的環(huán)形壁限定的擴散形出口(22)。
7.一種如權利要求6的反力矩裝置，其特征為，旋翼的旋轉平面(P)在導管(6)的由收集器和擴散器的圓柱形區(qū)形成的圓柱形部分(20)中的位置定義為旋翼的葉片的弦長(C)、葉片的正槳葉范圍、葉片的前緣與變距操縱桿之間的距離(a)，以及用揮舞表征其剛度的葉片的最大變形(f)的函數，以使圓柱形區(qū)的長度L1和L2為L1＞asin(βmax)＋f及L2＜(C－a)sin(βmax)，其中的βmax為旋翼(7)的葉片(10)的最大正槳葉角。
8.一種如權利要求6或7的反力矩裝置，其特征為，收集器的圓柱形區(qū)的長度(L1)位于在導管(6)的圓柱形部分(20)中測得的導管直徑(Φ)的2％左右和8％左右之間，收集器的收斂形入口噴管的恒定直徑(Rc)約為導管(6)的直經(Φ)的8％，而擴散器的圓柱形區(qū)的長度(L2)在導管(6)的直徑(Φ)的1％左右和3.5％之間進行。
9.一種如權利要求6至8中的任何一項的反力矩裝置，其特征為，截錐形擴散形噴管(21)的錐頂半角(α)在5°左右與20°左右之間選取。
10.一種如權利要求6至9中的任何一項的反力矩裝置，其特征為，擴散器的擴散形出口噴管(22)的環(huán)形壁有一個第一恒定半徑(r1)，一個第二恒定半徑(r2)和兩個具有遞增半徑(在r1和r2之間遞增)的區(qū)(AB)，第一半徑沿著向直升飛機的前部延伸的圓弧(AA)，并小于導管(6)的直徑(Φ)的1.6％左右，第二半徑位于導管(6)的直徑(Φ)的4.3％左右和半徑Rc之間，對收集器的收斂形噴管(19)而言，Rc是在沿著向直升飛機的后部延伸的圓弧(BB)中選取的，兩個區(qū)(AB)將對稱地位于直升飛機的縱向軸線(YY)兩側的具有恒定直徑(r1和r2)的區(qū)域聯在一起。
11.一種如權利要求10反力矩裝置，其特征為，直徑(r1)不變的前區(qū)沿對應于至少為210°的對角的圓弧(AA)延伸，而直徑(r2)不變的后區(qū)沿對應于90°的對角的圓弧(BB)延伸，這兩個弧都對稱地在直升飛機的上述縱向軸線(YY)的上方和下方。
全文摘要
一整流定子(8)固定在導管(6)中，位于安裝成能在導管中旋轉的旋翼(7)的下游，并包括具有空氣動力翼形的葉片(9)，該葉片矯正旋翼(7)下游的氣流，使之基本上沿著導管(6)的軸線，每個葉片都與半徑方向傾斜，從導管(6)的軸線朝向其周邊，并沿著與旋翼(7)的旋轉方向相反的方向，和/或從導管(6)的中心至其周邊，并從導管(6)的上游至下游傾斜。
文檔編號B64C27/82GK1126159SQ9510536
公開日1996年7月10日 申請日期1995年5月3日 優(yōu)先權日1994年5月4日
發(fā)明者里查德·H·J·馬澤, 杰魯卡·V·籮瑟奧, 路易斯·G·阿諾德, 艾倫·R·阿諾德 申請人:法蘭西歐洲科普特公司