CN120482350A - 一种适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶，包括依次连续设置的桨叶根部区域、桨叶内侧区域和桨叶主区域，桨叶的弦长从桨叶内侧区域首端开始逐渐增加，进入桨叶主区域内达到最大弦长后，逐渐减小至桨叶尖部区域，通过设置桨叶平面形状、翼型分布和扭转分布，将前行桨叶的压缩效应降至最低，同时可降低由于离域化引起的高速脉冲噪声；桨叶主区域的前掠‑后掠特征、尖部区域的尖削特征及尖部区域的薄翼型能够降低旋翼的旋转噪声，同时改变桨涡干扰的方式，降低桨涡干扰噪声；动态下垂前缘区域在桨叶旋转时周期性地偏转，能够改变桨叶剖面翼型的弯度，控制后行桨叶的动态失速，提升气动性能，改善振动水平。

Description

一种适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶

技术领域

本发明涉及飞行器设计技术领域，具体是一种适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶。

背景技术

旋翼类飞行器以其垂直起降、空中悬停和良好的低空低速性能等优势在军用和民用领域发挥着重要作用。旋翼系统作为旋翼类飞行器的核心部件，决定旋翼类飞行器的飞行速度、航程、噪声、振动、载荷等飞行性能指标。

直升机是旋翼类飞行器的典型代表，当直升机处于悬停状态时，随着总距的增加，升力系数和扭转系数增加，直升机的悬停效率上升到最高点，然后下降。而当直升机处于前飞状态时，桨叶的周期变距、挥舞以及畸变尾迹形成的非均匀入流，导致桨叶剖面翼型迎角随方位角变化显著。当旋翼桨盘载荷较高时，后行桨叶工作在较大的迎角状态，容易发生复杂的动态失速现象。旋翼的动态失速虽然能够增大升力峰值，但是同时会造成阻力和力矩的突增，且翼型气动力中心不再稳定，产生较大的不稳定变距拉杆载荷，导致旋翼的振动问题，限制直升机的飞行包线。

桨叶旋转时产生旋转噪声，当前行桨叶的局部流动接近声速时产生高速脉冲噪声。在低速下降或机动飞行时，旋翼桨叶的桨尖涡与其他桨叶靠近甚至发生碰撞，产生严重的桨涡干扰，从而引发气动、噪声以及振动等一系列问题。同时，旋翼桨叶出现的桨叶-尾迹干扰、尾缘湍流分离等现象也引起不可忽视的宽带噪声。

因此，有必要提供一种用于旋翼类飞行器的旋翼桨叶，来改善旋翼气动性能、降低旋翼噪声水平和振动水平。

发明内容

本发明为了解决上述现有技术中存在的问题，提供了一种适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶，能够改善旋翼气动性能、降低旋翼噪声水平和振动水平。

本发明为实现上述目的，通过以下技术方案实现：

一种适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶，包括依次连续设置的桨叶根部区域、桨叶内侧区域和桨叶主区域，所述桨叶主区域内包含桨叶尖部区域，所述桨叶尖部区域位于所述桨叶主区域的末端；

所述桨叶的弦长从所述桨叶内侧区域首端开始逐渐增加，进入所述桨叶主区域内达到最大弦长后，逐渐减小至所述桨叶尖部区域的末端；从所述桨叶的旋转轴线到所述桨叶尖部区域的末端限定的桨叶半径为R，所述最大弦长位于60%R至90%R之间；

所述桨叶位于所述桨叶根部区域的弦长为根部弦长，所述根部弦长与所述最大弦长之比在0.55至0.85之间；所述桨叶位于所述桨叶尖部区域的弦长为尖部弦长，所述尖部弦长与所述最大弦长之比在0.1至0.75之间。

优选地，所述最大弦长位于70%R至85%R之间。

优选地，所述根部弦长与所述最大弦长之比在0.65至0.75之间。

优选地，所述尖部弦长与所述最大弦长之比在0.25至0.35之间。

优选地，所述桨叶根部区域从其起始位置延伸至30%R。

优选地，所述桨叶主区域从60%R延伸至100%R。

优选地，所述桨叶根部区域的弦长是恒定不变的。

优选地，所述桨叶内侧区域的弦长为递增的线性过渡或非线性过渡。

优选地，所述桨叶主区域的弦长为线性过渡或非线性过渡。

优选地，所述桨叶尖部区域的起始位置不低于80%R。

优选地，所述桨叶尖部区域的外形具有尖削的几何特征和/或前掠的几何特征和/或后掠的几何特征和/或上反的几何特征和/或下反的几何特征。

优选地，所述桨叶根部区域翼型的厚度大于所述桨叶主区域翼型的厚度，所述桨叶内侧区域翼型的厚度为所述桨叶根部区域翼型厚度到所述桨叶主区域翼型厚度的过渡。

优选地，所述桨叶尖部区域的翼型为跨音速翼型。

优选地，所述桨叶位于30%R以内的部分扭转率为零，所述桨叶位于30%R至70%R之间的部分为负扭转率，所述桨叶位于70%R至90%R之间的部分为正扭转率，所述桨叶位于90%R至100%R之间的部分为负扭转率。

优选地，所述桨叶位于70%R处的扭转角度为0°。

优选地，所述桨叶主区域内设有动态下垂前缘，所述动态下垂前缘通过铰链连接在所述桨叶主区域上，所述动态下垂前缘用于在所述桨叶旋转时围绕所述铰链旋转轴线周期性偏转。

优选地，所述动态下垂前缘位于60%R至85%R之间。

优选地，所述动态下垂前缘从70%R延伸至80%R。

优选地，所述动态下垂前缘的下垂幅值为20°或30°。

优选地，所述动态下垂前缘周期性偏转的频率为所述桨叶旋转频率的1倍或2倍。

优选地，在桨叶截面上，所述铰链位于所述动态下垂前缘未下垂时的翼型弦上，且与桨叶后缘的弦向距离为75%C或80%C，其中C为弦长。

对比现有技术，本发明的有益效果在于：

本发明通过设置平面形状、翼型分布和扭转分布，将前行桨叶的压缩效应降至最低，同时可降低由于离域化引起的高速脉冲噪声；桨叶主区域的前掠-后掠特征、尖部区域的尖削特征及尖部区域的薄翼型能够降低旋翼的旋转噪声，同时改变桨涡干扰的方式，降低桨涡干扰噪声；动态下垂前缘区域在桨叶旋转时周期性地偏转，能够改变桨叶剖面翼型的弯度，控制后行桨叶的动态失速，提升气动性能，改善振动水平。

附图说明

图1是使用包含本发明桨叶的旋翼系统的示例性垂直起降旋翼飞行器的总体结构示意图；

图2是本发明的适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶的平面外形示意图；

图3是发明中具有上反角和/或下反角的尖部区域的后视结构示意图；

图4是本发明的适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶未扭转时的翼型分布示意图；

图5是本发明的适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶沿桨叶展向的扭转角分布；

图6是本发明的适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶的厚度分布；

图7是本发明的适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶的后视图；

图8是本发明的适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶的轴测图；

图9是本发明中动态下垂前缘区域的剖面示意图。

附图标记说明

1-旋翼飞行器，2-旋翼系统，3-机身，4-尾桨系统，5-旋翼桨毂，6-桨叶，7-桨叶袖套，8-桨叶根部区域，9-桨叶内侧区域，10-桨叶主区域，11-桨叶尖部区域，11a-上反角部分，11b-下反角部分，12-尖部区域的末端，13-前缘，14-后缘，15-桨叶根部，16-动态下垂前缘，17-铰链。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下文将结合附图，对本发明的技术方案进行详细描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。显然此处应该理解的是，所描述的实施方式是本发明的部分实施方式，而不是全部的实施方式。下文的实施方式是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明的实施方式，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其他实施方式，都属于本发明保护的范围。

图1示出了使用包含本发明桨叶的旋翼系统的示例性垂直起降（VTOL）旋翼飞行器1。该旋翼飞行器1包括支撑旋翼系统2的机身3以及平衡反扭矩和控制航向的尾桨系统4。尽管在本实施例中示出了特定的飞行器配置，但其他机型，例如共轴旋翼飞行器、倾转旋翼飞行器、涡桨飞机和eVTOL飞行器，也将从本发明中受益。

旋翼系统2包括安装到旋翼桨毂5上的多个桨叶6，用于围绕旋转轴线A旋转。任何数量的桨叶6都可以与旋翼系统2一起使用。旋翼系统2与减速器连接，减速器由一个或多个发动机驱动。

请参阅图2，一种适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶，包括依次连续设置的桨叶根部区域8、桨叶内侧区域9和桨叶主区域10，所述桨叶主区域10内包含桨叶尖部区域11，所述桨叶尖部区域11位于所述桨叶主区域10的末端；所述桨叶6的弦长从所述桨叶内侧区域9首端开始逐渐增加，进入所述桨叶主区域10内达到最大弦长后，逐渐减小至所述桨叶尖部区域的末端12；从所述桨叶6的旋转轴线A到所述桨叶尖部区域11的末端限定的桨叶半径为R，所述最大弦长位于60%R至90%R之间，优选位于65%R至85%R之间，更优选位于70%R至85%R之间；所述桨叶6位于所述桨叶根部区域8的弦长为根部弦长，所述根部弦长与所述最大弦长之比在0.55至0.85之间，优选在0.6和0.8之间，更优选在0.65和0.75之间；所述桨叶6位于所述桨叶尖部区域11的弦长为尖部弦长，所述尖部弦长与所述最大弦长之比在0.1至0.75之间，优选在0.25至0.5之间，更优选在0.25至0.35之间。

桨叶弦长从桨叶内侧区域首端开始逐渐增加，进入桨叶主区域达到最大弦长。在桨叶旋转过程中，较大的弦长区域能够增加桨叶与空气的接触面积，从而在相同转速下产生更大的升力。最大弦长位于60%R至90%R之间（更优范围70%R至85%R），这一位置处于桨叶半径的中间偏外部分。在该位置，桨叶的线速度较大，结合较大的弦长，能更有效地利用高速气流产生升力，使桨叶整体的升力效率得到显著提高。

弦长在达到最大弦长后逐渐减小至桨叶尖部区域的末端。桨叶尖部的线速度最大，如果弦长过大，会导致桨叶尖部的空气阻力大幅增加。通过减小尖部弦长，能够降低桨叶尖部与空气的相互作用面积，从而减少空气阻力。尖部弦长与最大弦长之比在0.1至0.75之间（更优范围0.25至0.35之间），这样的比例设置使得桨叶尖部既能保持一定的结构强度，又能有效地减少阻力，提高桨叶的整体气动效率。桨叶尖部弦长的合理设置，即尖部弦长与最大弦长保持合适的比例，有助于降低桨尖涡的强度。桨尖涡是由于桨叶上下表面压力差在桨尖处形成的旋涡，是重要的声源。较小的尖部弦长可以减少桨尖处的压力差，从而削弱桨尖涡的形成，进而降低噪声。

桨叶弦长从内侧到主区域再到尖部的渐变设置，使得桨叶周围的气流分布更加均匀。不均匀的气流会产生湍流和激波，这些都是噪声的来源。通过合理的弦长变化，气流能够更平稳地流经桨叶，减少了气流的扰动和激波的产生，从而降低了气动噪声。

根部弦长与最大弦长之比在0.55至0.85之间（更优范围0.65至0.75之间），根部弦长相对较小。桨叶根部区域主要起到连接和传递扭矩的作用，不需要过大的弦长来产生升力。较小的根部弦长可以减少桨叶根部的材料使用，从而减轻桨叶的整体重量。对于旋翼类飞行器来说，减轻重量有助于提高其续航能力和飞行性能。虽然根部弦长相对较小，但通过合理的设计和材料选择，仍然能够保证桨叶根部的结构强度。同时，最大弦长的设置也能为桨叶提供足够的承载能力，确保桨叶在高速旋转和承受较大载荷时不会发生变形或损坏，保证了桨叶的可靠性和安全性。

在一些可选的实施例中，所述桨叶根部区域8从其起始位置延伸至30%R。

在一些可选的实施例中，所述桨叶主区域10从60%R延伸至100%R。

桨叶根部区域8通常部分地甚至全部地封闭在桨叶袖套7内（图1中示意性地示出），因此桨叶根部区域8具有较小的空气动力学意义。桨叶袖套7通过本领域已知的任何方式将桨叶6安装到旋翼桨毂5上，因此本文不需要提供进一步的详细讨论。位于桨叶根部区域8和桨叶主区域10之间的是桨叶内侧区域9。

在一些可选的实施例中，所述桨叶根部区域8的弦长是恒定不变的。

在一些可选的实施例中，所述桨叶内侧区域9的弦长为递增的线性过渡或非线性过渡。

在一些可选的实施例中，所述桨叶主区域10的弦长为线性过渡或非线性过渡。

前缘13和后缘14通常具有分段直线或曲线轮廓，以定义变化的桨叶弦长。桨叶6的弦长优选地沿着连续的曲线从桨叶内侧区域9平滑地增加到最大弦长，然后平滑地逐渐变小至桨叶尖部区域11的末端。

虽然附图中的几何形状示出了桨叶内侧区域9和桨叶主区域10的平滑和连续的过渡，但实际上这种过渡不需要是平滑或连续的，也不一定是由严格的数学方程（椭圆、多项式或任何其他方程）定义的。换句话说，尽管示例中展示了具有前掠-后掠组合特征的连续弦长分布函数，但弦长变化可以是分段线性分布或任意分布。

在一些可选的实施例中，所述桨叶尖部区域11的起始位置不低于80%R。本实施例中桨叶尖部区域11位于95%R至100%R。桨叶尖部区域11可以由将其与桨叶主区域10区分开的几个设计特征来限定。例如，向跨音速翼型的过渡、扭转的变化以及其他几何特征的结合，如前掠、后掠、下反角和上反角。

在一些可选的实施例中，所述桨叶尖部区域11的外形具有尖削的几何特征和/或前掠的几何特征和/或后掠的几何特征和/或上反的几何特征和/或下反的几何特征。

在图2中，桨叶尖部区域11是后掠的。值得注意的是，桨叶尖部区域11可以在前缘13和后缘14处逐渐变细，但也可以单独变细。或者，桨叶尖部区域11可以前掠或后掠。此外，桨叶尖部区域11可以包括上反角部分11a或下反角部分11b。图3展示了从后缘观察时所定义的上反角部分11a、下反角部分11b或其组合。应当理解，可以利用这些尖部特征的各种组合，例如具有上反角的线性尖部、具有上反角和下反角组合的前掠或后掠尖部，以及其他组合。此外，本发明还可以利用连续变化或分段线性变化作为桨叶尖部区域11的弦长分布，包括前掠、后掠和下反角、上反角。

在一些可选的实施例中，所述桨叶根部区域8翼型的厚度大于所述桨叶主区域10翼型的厚度，所述桨叶内侧区域9翼型的厚度为所述桨叶根部区域8翼型厚度到所述桨叶主区域10翼型厚度的过渡。

在一些可选的实施例中，所述桨叶尖部区域11的翼型为跨音速翼型。

请参照图4，沿桨叶展向的翼型分布以桨叶根部区域8到桨叶尖部区域11的剖面A-A至F-F。桨叶优选地结合了从桨叶根部区域8到桨叶内侧区域9、从桨叶内侧区域9到桨叶主区域10以及桨叶尖部区域11变化的翼型分布。变距轴线P是改变桨叶剖面翼型迎角的轴线。沿变距轴线P的桨叶展向截取的典型桨叶剖面A-A至F-F示出了零扭转时的示例性翼型。在桨叶根部区域8内，特别是在桨叶根部15处的剖面A-A处，翼型优选地具有弦长小、厚度大的特点。在更外侧，通常在桨叶内侧区域9内，翼型优选地相对剖面A-A具有更大的弦长，更小的厚度（剖面B-B和C-C），其优选地位于30%R和60%R之间的区域。桨叶主区域10优选地利用具有适合中等马赫数工况的翼型（剖面D-D和E-E）。桨叶尖部区域11优选地利用跨音速翼型（剖面F-F）。

在桨叶根部区域弦长小、厚度大的翼型特点为桨叶提供了良好的结构支撑。桨叶根部需要承受较大的离心力和弯矩等载荷，较大的厚度增加了翼型的结构强度和刚度，能够保证桨叶在高速旋转过程中的稳定性，防止根部因受力过大而发生变形或损坏。较小的弦长有助于桨叶根部与轮毂等部件的连接设计。这种设计可以使连接结构更加紧凑，便于安装和维护，同时也能减少因连接部位复杂而带来的额外重量和应力集中问题。在桨叶内侧区域相对根部区域具有更大的弦长和更小的厚度，能够提高该区域的升力系数。更大的弦长增加了气流与翼型的作用面积，而较小的厚度则减小了空气阻力，提高了桨叶整体的气动效率。这种翼型变化有助于优化桨叶展向的载荷分布。通过调整弦长和厚度，使得桨叶内侧区域的受力更加合理，避免了局部载荷过大的情况，延长了桨叶的使用寿命。在桨叶主区域采用适合中等马赫数工况的翼型，能够在桨叶主区域保持良好的气动性能。在中等马赫数下，该翼型可以有效地减少激波损失和流动分离，提高桨叶的升阻比，从而保证桨叶在大部分工作时间内都能高效运行。这种翼型的选择使得桨叶在中等马赫数工况下具有较好的性能稳定性。即使风速或其他工况条件发生一定的变化，桨叶也能保持相对稳定的气动性能，减少了因工况波动而导致的功率输出波动。桨叶尖部在旋转过程中速度较高，容易达到跨音速状态。采用跨音速翼型可以有效地减少跨音速激波阻力，提高桨叶尖部的气动效率。跨音速翼型通常具有特殊的外形设计，能够更好地适应气流在跨音速时的复杂变化，减少激波的产生和强度。跨音速翼型的应用还可以减少桨叶尖部产生的噪声。在跨音速状态下，激波的产生会导致强烈的噪声，而优化的跨音速翼型可以降低激波强度，从而减少噪声污染，提高桨叶运行的环境友好性。

在一些可选的实施例中，所述桨叶6位于30%R以内的部分扭转率为零，所述桨叶6位于30%R至70%R之间的部分为负扭转率，所述桨叶6位于70%R至90%R之间的部分为正扭转率，所述桨叶6位于90%R至100%R之间的部分为负扭转率。

在一些可选的实施例中，所述桨叶6位于70%R处的扭转角度为0°

参照图5，桨叶6的另一个特征是桨叶的扭转分布。桨叶优选地结合了正负扭转率的非常规组合。也就是说，从桨叶根部到30%R的区域，优选地具有恒定的扭转角，零扭转率。从30%R延伸到桨叶主区域内70%R处的扭转具有负扭转率，该负扭转率可以是恒定的、分段变化的或连续变化的。从桨叶主区域内70%R延伸到桨叶尖部区域的内侧90%R处具有正扭转率，该正扭转率可以是恒定的、分段变化的或连续变化的。90%R处转变为负扭转率。桨叶尖部区域上的扭转可以是正变化、负变化、恒定或组合。

通过正负扭转组合，打破传统单一负扭转的局限性，使升力在30%R-90%R区域按需分配，提升跨工况（如低速启动、高速巡航）适应性。中段负扭转减少诱导阻力，尖部负扭转抑制叶尖涡，正扭转区域补偿外侧升力，提升整体气动效率。正扭转区域（70%R-90%R）可在大转速或来流变化时保持有效迎角，延缓失速发生，提高直升机的机动安全性。根部零扭转降低结构应力，中段负扭转和外侧正扭转的组合可调整气动载荷分布，减少桨叶根部弯矩和疲劳载荷，延长寿命。分段/连续变化的扭转率设计（而非恒定扭转）可更精准地匹配气动载荷，避免局部过载。

参照图6，示出了桨叶6的厚度分布。翼型厚度与弦长比在图6中以图形方式表示，通常对应于桨叶6的后视图（图7）。厚度变化与前面讨论的翼型分布直接相关，并用于进一步说明桨叶结构和气动特性的分布。值得注意的是，桨叶根部区域8通常具有恒定的厚度。

参考图8和图9，在一些可选的实施例中，所述桨叶主区域10内设有动态下垂前缘16，所述动态下垂前缘16通过铰链17连接在所述桨叶主区域10上，所述动态下垂前缘16用于在所述桨叶6旋转时围绕所述铰链17旋转轴线周期性偏转。

在一些可选的实施例中，所述动态下垂前缘16位于60%R至85%R之间，优选从70%R延伸至80%R。

在一些可选的实施例中，所述动态下垂前缘16的下垂幅值优选为30°，更优选为。

在一些可选的实施例中，所述动态下垂前缘16周期性偏转的频率优选为所述桨叶6旋转频率的2倍，更优选为1倍。

在一些可选的实施例中，在桨叶6截面上，所述铰链17位于所述动态下垂前缘16未下垂时的翼型弦上，且与桨叶后缘14的弦向距离为75%C或80%C，其中C为弦长。

图9示出了动态下垂前缘16的剖面，未下垂时动态下垂前缘16的形状由虚线表示，下垂后动态下垂前缘16的形状由实线表示，铰链17位于动态下垂前缘16未下垂时翼型弦上，优选地与后缘14的弦向距离优选为80%C，更优选地与后缘的弦向距离为75%C，C为弦长。在桨叶6旋转时，动态下垂前缘16绕铰链17周期性地偏转，改变桨叶剖面翼型的弯度，偏转幅值优选为30°，更优选为20°，偏转频率优选为2倍桨叶旋转频率，更优选为等于桨叶旋转频率。动态前缘下垂16及铰链17的机械结构可以通过本领域已知的任何方式实现，因此本文不需要提供进一步结构上的详细讨论。

设置动态下垂前缘能够使桨叶主动变弯度，实时调整升力，动态下垂前缘下垂时（图9中实线处），前缘下偏增大翼型弯度，等效增加有效迎角，提升局部升力系数，适用于后行桨叶失速区的工况。复位时（图9中虚线处），弯度减小，升力下降，避免前行桨叶超速时的过载或激波损失。动态下垂前缘可在气流即将分离时（如大迎角区域）通过前缘曲率变化延缓分离，拓宽失速裕度。并且在旋翼高速旋转时，在跨声速区域通过动态弯度调整，减少激波与边界层相互作用，降低波阻。桨叶旋转时，气动力随方位角变化，动态下垂前缘以旋转频率或其倍频偏转，可主动抵消载荷波动：当桨叶从后行区进入前行区时，前缘周期性复位，抑制升力突增导致的挥舞载荷，减少根部疲劳应力。传统桨叶的被动扭转或挥舞变形存在响应滞后，动态下垂前缘作为主动控制面，可在气动弹性振动（如颤振、摆振）发生前通过反相位偏转提供阻尼，提升颤振临界速度，改善稳定性。动态下垂前缘能使桨叶在多工况下高效运行，在低速低速场景下，全周期下垂前缘，最大化升力/推力，提升悬停效率。在高速场景（如前飞、强风）下，仅在特定方位角下垂，避免局部过载，同时保持整体效率。

本实施例的适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶通过选择平面形状、翼型分布和扭转分布，将前行桨叶的压缩效应降至最低，同时可降低由于离域化引起的高速脉冲噪声；桨叶主区域的前掠-后掠特征、尖部区域的尖削特征及尖部区域的薄翼型能够降低旋翼的旋转噪声，同时改变桨涡干扰的方式，降低桨涡干扰噪声；动态下垂前缘区域在桨叶旋转时周期性地偏转，改变桨叶剖面翼型的弯度，控制后行桨叶的动态失速，提升气动性能，改善振动水平。提升旋翼实度最大程度地提高了设计点的性能效率，同时保持了足够的操纵余量。设计参数的定义是为了确保满足桨叶气动弹性的要求，这些要求是通过独立的结构动力学和气动弹性分析以及考虑加工制造等因素确定的。

本领域普通技术人员应当理解，根据飞机的特定设计要求，本文公开的各种桨叶特性可以单独使用或以任何组合使用。此外，虽然本发明通常结合单旋翼直升机进行描述，但本发明同样适用于任何飞机，包括但不限于共轴旋翼飞行器、倾转旋翼飞行器、涡桨飞机和eVTOL飞行器等。

应当理解，诸如“向前”、“向后”、“上部”、“下部”、“上方”、“下方”、“内侧”、“外侧”等相对位置术语是指飞行器的正常操作姿态，不应被视为具有其他限制性。

尽管上文描述了特定的步骤序列，但应当理解，除非另有说明，否则步骤可以以任何顺序执行，可以分开或组合，并且仍然将受益于本发明。

以上所述仅为本发明的一种具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何在本发明揭露的技术思路范围内及根据本发明的技术方案加以简单的替换或改变，都应在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶，其特征在于，包括依次连续设置的桨叶根部区域（8）、桨叶内侧区域（9）和桨叶主区域（10），所述桨叶主区域（10）内包含桨叶尖部区域（11），所述桨叶尖部区域（11）位于所述桨叶主区域（10）的末端；从所述桨叶（6）的旋转轴线到所述桨叶尖部区域的末端（12）限定的桨叶半径为R，所述桨叶根部区域（8）从其起始位置延伸至30%R，所述桨叶主区域（10）从60%R延伸至100%R，所述桨叶尖部区域（11）的起始位置不低于80%R；

所述桨叶（6）的弦长从所述桨叶内侧区域（9）首端开始逐渐增加，进入所述桨叶主区域（10）内达到最大弦长后，逐渐减小至所述桨叶尖部区域（11）的末端，所述最大弦长位于60%R至90%R之间；

所述桨叶（6）位于所述桨叶根部区域（8）的弦长为根部弦长，所述根部弦长与所述最大弦长之比在0.55至0.85之间；所述桨叶（6）位于所述桨叶尖部区域（11）的弦长为尖部弦长，所述尖部弦长与所述最大弦长之比在0.1至0.75之间。

2.如权利要求1所述的一种适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶，其特征在于，所述最大弦长位于70%R至85%R之间，所述根部弦长与所述最大弦长之比在0.65至0.75之间，所述尖部弦长与所述最大弦长之比在0.25至0.35之间。

3.如权利要求1所述的一种适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶，其特征在于，所述桨叶内侧区域（9）的弦长为递增的线性过渡或非线性过渡；

所述桨叶主区域（10）的弦长为线性过渡或非线性过渡。

4.如权利要求1所述的一种适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶，其特征在于，所述桨叶尖部区域（11）的外形具有尖削的几何特征和/或前掠的几何特征和/或后掠的几何特征和/或上反的几何特征和/或下反的几何特征。

5.如权利要求1所述的一种适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶，其特征在于，所述桨叶根部区域（8）翼型的厚度大于所述桨叶主区域（10）翼型的厚度，所述桨叶内侧区域（9）翼型的厚度为所述桨叶根部区域（8）翼型厚度到所述桨叶主区域（10）翼型厚度的过渡，所述桨叶尖部区域（11）的翼型为跨音速翼型。

6.如权利要求1所述的一种适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶，其特征在于，所述桨叶（6）位于30%R以内的部分扭转率为零，所述桨叶（6）位于30%R至70%R之间的部分为负扭转率，所述桨叶（6）位于70%R至90%R之间的部分为正扭转率，所述桨叶（6）位于90%R至100%R之间的部分为负扭转率，所述桨叶（6）位于70%R处的扭转角度为0°。

7.如权利要求1所述的一种适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶，其特征在于，所述桨叶主区域（10）内设有动态下垂前缘（16），所述动态下垂前缘（16）位于60%R至85%R之间，所述动态下垂前缘（16）通过铰链（17）连接在所述桨叶主区域（10）上，所述动态下垂前缘（16）用于在所述桨叶（6）旋转时围绕所述铰链（17）旋转轴线周期性偏转。

8.如权利要求7所述的一种适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶，其特征在于，所述动态下垂前缘（16）从70%R延伸至80%R。

9.如权利要求7所述的一种适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶，其特征在于，所述动态下垂前缘（16）的下垂幅值为20°或30°；

所述动态下垂前缘（16）周期性偏转的频率为所述桨叶旋转频率的1倍或2倍。

10.如权利要求7所述的一种适用于旋翼类飞行器的高效静音桨叶，其特征在于，在桨叶（6）截面上，所述铰链（17）位于所述动态下垂前缘（16）未下垂时的翼型弦上，且与桨叶后缘（14）的弦向距离为75%C或80%C，其中C为弦长。