技术领域
[0001] 本
发明涉及直升飞机的尾翼/整流罩结构，所述尾翼/整流罩结构具有
权利要求1前序部分特征的涵道式反
扭矩装置。
背景技术
[0002] 直升飞机的有罩抗扭矩系统基本上由尾翼结构构成，该尾翼结构包括罩壳和涵道式
风扇，该涵道式风扇具有气
流管道和共轴地安装在该气流管道内的风扇组件。事实上，除了主旋翼的噪声以外，直升飞机的所有抗扭矩系统都会产生噪声。虽然传统的直升飞机后旋翼通常是复杂的、易损坏的并且要求较大的旋翼直径，但带整流罩的/有罩的抗扭矩旋翼由于具有较佳的空
气动力学性能而较小，并且由于整流罩提供的撞击防护，它们消除了事故的风险。
[0003] 风扇组件包括中心毂结构和多个支承撑杆，这些支承撑杆用于将毂结构安装在气流管道中。支承撑杆通常呈椭圆形，以增强
空气动力学性能，并且它们可构造成
定子用以整流并由此回收来自气流的转动
能量。
[0004] 从这些装置发出的声能基本上取决于流出过程、
机身的溢流现象以及转动压力场。对于有罩尾部旋翼而言，由于机身共振和空腔效应而可能存在额外的噪声源。虽然在飞行方向上风扇噪声被直升飞机的
机舱所屏蔽，但未经优化的有罩尾部旋翼仍会向直升飞机的后部和侧部发出相当大的噪声。
[0005] 从有罩/涵道式尾部旋翼发出的声能的主要来源会是桨叶梢端和罩壳之间的
湍流。桨叶梢端和罩壳之间的距离越大，由这些湍流所产生的声能亦越大。所谓的“间隙噪声”通常被认为是中等但宽频噪声级增长。Frank Kameier在“用于产生和减少轴流式机械的
叶片尖端－
涡流臂的实验研究”，柏林工业大学的论文，热动力和
流体动力学Hermann-研究所，柏林，1994，（Experimentelle Untersuchung zur Entstehung und Minderung des Blattspitzen- axialer Diss.TU Berlin,Hermann- -Institut für Thermo-und Fluiddynamik.Berlin1994）中表明，如果间隙超过旋翼直径的0.003倍，则对于特定较窄的
频率范围，噪声级会显著增大。
[0006] 过去已提出了各种方法来降低抗扭矩装置的令人讨厌和烦扰的噪声程度：
[0007] 1.文献US5,588,618;EP680873分别披露了支承撑杆和定子的
空气动力学优化，以减小
旋涡分离；
[0008] 2.文献EP562527;EP680871分别披露了旋翼桨叶的不等
角间隔，以将噪音分布在更多数量的
基础频率上；以及
[0009] 3.文献US5,634,611;US8,061,962分别披露了旋翼桨叶和定子的数量和布置的协调性，以降低桨叶和定子之间的干涉。
[0010] 由于基础频率以及它们的谐频的数量增多，直升飞机的尾部结构的噪声是能够激起大量机身和
空腔共振的宽频噪声的一种。事实上，直升飞机的尾部结构、尤其是尾翼转变成类似于
吉他那样的一种“
乐器”，该“乐器”将剩余可听声音的广谱放大。
[0011] 文献WO2010118860披露了复合部件以及热
固化树脂和弹性体，并且涉及塑料复合部件，该塑料复合部件由薄硬塑料外层、至少一个弹性体层以及至少一个金属和/或塑料载体层形成，该弹性体层邻接内部上的薄硬塑料外层，而该金属和/或塑料载体层邻接内部上的所述弹性体层并且由
纤维强化塑料（
碳或玻璃纤维）制成。这尤其可用作撞击防护部件、分裂防护部件或防止振动和振动损伤、共振的防护部件之类的防护部件，以用于旋翼桨叶和
飞行器各部件之类部件的摆振衰减或声音衰减。
[0012] 文献EP2071561披露了用于旋翼噪声和旋翼管道的吸收结构。该结构具有分隔单元，该分隔单元用于通过限定空腔将多孔壁设置在离由玻璃纤维制成的刚性隔板固定距离处，使得多孔壁和隔板之间具有一定高度，其中该高度被确定为实现最大程度地吸收以基础频率发出的
声波。附加的多孔壁在中间高度处设置于空腔中，以实现对另一基础频率的最大程度吸收基础频率。多孔壁具有由细网
围栏制成的吸收层和由纤维毡制成的另一吸收层。为了吸收噪声并降低有罩尾部旋翼的声级而应用的亥姆霍兹
谐振器适合于减小特定频率的幅度，即谐振器调谐的频率以及它们的谐频。然而，在宽频噪声由于有罩尾部旋翼的操作而产生时，利用随机频率来完全降低宽频噪声是极为困难的（如果不是不可能的话）。
[0013] 文献US2009014581A1披露了一种用于直升飞机的涵道式风扇，该涵道式风扇具有横向涵道和支承在该横向涵道内的反扭矩装置。该反扭矩装置包括旋翼和定子，该旋翼可转动地安装在涵道内，而定子在旋翼下游固定地安装在涵道内。旋翼包括旋翼毂和旋翼桨叶，该旋翼毂具有旋翼轴线，而该旋翼桨叶从旋翼毂伸出。旋翼桨叶具有绕旋翼轴线的模制角分布。定子包括定子毂以及多个定子叶片，这些定子叶片围绕定子毂分布。定子叶片围绕定子毂角模制。
[0014] 文献US6206136B1披露了一种吸音
内衬，其中穿孔的面板上施加有防
腐蚀材料涂层。可使用简单的
喷涂工艺来施加该涂层。通过调节涂层的厚度能易于调谐吸音内衬。
发明内容
[0015] 本发明的目的是降低直升飞机的尾翼的总体声级。
[0016] 根据权利要求1的技术特征所述的直升飞机尾翼提供了解决方案。根据
从属权利要求所述的直升飞机尾翼提供了本发明的较佳
实施例。
[0017] 根据本发明，直升飞机的尾翼包括涵道式反扭矩装置，该反扭矩装置具有多桨叶旋翼，而该多桨叶旋翼具有旋翼桨叶和可选的垂直尾翅。该旋翼由沿着直升飞机的尾桁安装的致动轴致动。静止叶片的整流定子基本上以平行于旋翼平面的星形构造设置在旋翼的下游。内部具有涵道式尾部旋翼的罩壳
覆盖有复合结构，该复合结构具有外部腐蚀防护表
面层、至少一个接续层并且较佳地具有至少一个负荷承载结构层，该外部腐蚀防护表面层由硬塑料或塑料
复合材料制成，该至少一个接续层由弹性体衰减材料制成，而该至少一个负荷承载结构层接着至少一个接续弹性体层。本发明的尾翼降低了有罩尾部旋翼的寄生宽频噪声，并且防止尾翼和尾桁结构发生空腔和机身共振，并且重量增加程度最低且不会影响空气动力学阻力。可在不弱化尾翼的结构构件的情形下应用本发明的尾翼。本发明较佳地借助用于尾翼结构，尤其是尾翼罩壳的复合材料的特定组分来增强罩壳的衰减效果，以尽可能减小尾翼和尾部旋翼结构的放大效应。所提出的材料组分通过衰减在罩壳的内周缘、旋翼桨叶自身以及旋翼下游涵道中整流定子处产生、传播以及放大寄生宽频噪声的构件，而有效地衰减尾翼的声音和振动，并衰减罩壳的声音和振动，由此显著地减小机身和空腔共振的激励。该解决方案是模
块化的，即根据需求可实现不同噪声级的降低。
[0018] 根据本发明一较佳实施例，接着由硬塑料或塑料复合材料制成的外部腐蚀防护表面层的弹性体材料层接续有至少一个由塑料复合材料或金属制成的又一层，所述至少一个由塑料复合材料或金属制成的又一层的每个层有一个弹性体材料夹层。该至少一个由塑料复合材料或金属制成的又一层是负荷承载结构层，该负荷承载结构层设计成承受产生的机械和空气动力学负荷。根据本发明的、用于衰减尾部旋翼噪声的复合材料基本上由一个或若干个弹性体材料层构成，这些弹性体材料层有金属板或塑料基质材料夹层，以减小有罩尾部旋翼的宽频噪声。
[0019] 根据本发明的一较佳实施例，弹性体材料由交联剂处理，例如选自过
氧化物、胺或双酚的材料，精确的材料选择取决于所使用的特定弹性体，该特定弹性体通
过热工艺借助诸如
环氧树脂、
苯酚-甲
醛树脂、聚酯树脂或
丙烯酸酯树脂之类的热固化树脂而粘结于基体材料。弹性体材料由诸如乙烯-丙烯-二烯
橡胶（EPDM）、乙烯-丙烯酸酯橡胶（EAM）、氟-碳漆橡胶（FKM）、天然橡胶（NR）或弹性聚
氨酯（PU）之类的材料构成。
[0020] 根据本发明的又一较佳实施例，罩壳的最外层以及旋翼桨叶和定子的表面可较佳地由硬塑料层构成，且厚度在0.02和0.4mm之间，缺口冲击强度是至少40kJ/m2、较佳地是超过60kJ/m2，以保护复合结构免受腐蚀。该外层可例如由固体聚氨酯（PU）构成，或较佳地由HMW-聚氨酯（HMW-PE）或甚至更佳地由UHMW-聚氨酯（UHMW-PE）构成。
附图说明
[0021] 通过参照附图的下文描述借助示例来概括本发明的较佳实施例。
[0022] 图1示出根据本发明直升飞机的尾翼的侧视图，
[0023] 图2示出根据本发明直升飞机的另一种尾翼的侧视图，
[0024] 图3示出根据本发明直升飞机的尾翼的罩壳的详细立体图，
[0025] 图4a示出根据本发明直升飞机的尾翼的旋翼桨叶的立体图，
[0026] 图4b示出图4a所示旋翼桨叶的横向剖视图，
[0027] 图5a示出应用于根据本发明直升飞机的尾翼的复合结构，
[0028] 图5b示出应用于根据本发明直升飞机的另一种复合结构，
[0029] 图5c示出根据本发明直升飞机的尾翼的定子构件的剖视图，以及
[0030] 图5d示出根据本发明直升飞机的尾翼/整流结构的另一种定子构件的剖视图。
[0031] 附图标记列表
[0032] 1 尾桁
[0033] 1.1 尾翼
[0034] 1.2 翅部
[0036] 2.1 罩壳
[0037] 2.2 外壁
[0038] 3 旋翼桨叶
[0039] 3.1 核心部
[0040] 3.2 弹性体层
[0041] 3.3 光滑的腐蚀防护表面
[0042] 4 具有旋翼毂的旋翼
[0043] 5 定子
[0044] 5.1 受撞击侧部
[0045] 5.2 空气动力学负荷减小的侧部
[0046] 5.3 弹性体材料层
[0047] 5.4 负荷承载结构定子部件
[0048] 5.5 用于腐蚀防护的
抛光硬塑料外层
[0049] 6 致动轴
[0050] 7,8 复合结构
[0051] 7.1,8.1 腐蚀防护表面层
[0052] 7.2,8.2,8.4 接续弹性体层
[0053] 7.3,8.5 负荷承载结构层
[0054] 8.3 塑料复合结构（由一个或多个结构层制成）
具体实施方式
[0055] 参见图1，直升飞机的尾桁1具有尾翼1.1，该尾翼包括具有多桨叶旋翼4的涵道式反扭矩装置，该多桨叶旋翼具有在罩壳2.1内部的旋翼桨叶3。尾翼1.1还包括有罩垂直尾翅1.2，用于辅助
偏航控制。旋翼4由安装在尾桁1处的致动轴6致动。两个水平稳定器1.3位于尾桁1的左侧和右侧，用于
俯仰控制。整流定子5
定位在罩壳2.1内部的旋翼4的下游。整流定子5由静止叶片构成，这些静止叶片基本上以平行于旋翼4的平面的星形构造设置。
[0056] 包含涵道式尾部旋翼4的罩壳2.1覆盖有复合结构（参见图5b），用以衰减由于操作旋翼4而产生的振动和宽频噪声。
[0057] 参见图2，相对应的特征利用图1所示的附图标记来指代。除了覆盖包含涵道式尾部旋翼4的罩壳2.1的复合结构以外，具有垂直尾翅1.2的尾翼1.1覆盖有图5a或5b所示的复合结构来作为振动
和声衰减结构，以增强关于操作旋翼4的振动和声音的衰减效果。
[0058] 参见图3，相对应的特征利用图1、2所示的附图标记来指代。具有有罩尾部旋翼4以及呈空气动力学形状的有罩垂直尾翅1.2的尾翼1.1覆盖有复合结构。尾翼1.1的外壁2.2设有顶层7，该顶层包含由硬塑料制成的外部防腐蚀表面层7.1以及一个弹性体层7.2和第一结构层7.3。罩壳2.1的内周缘设有顶层结构8，该顶层结构包含由硬塑料制成的外部防腐蚀表面层8.1，该外部防腐蚀表面层接有两个弹性体层8.2和8.4，以及一塑料复合结构的夹层8.3，所有这些层都固定在第一结构层8.5上（参见图5b）。
[0059] 参见图4a，相对应的特征利用图1-3所示的附图标记来指代。所具有的空气动力学轮廓和截面沿其翼展改变的旋翼桨叶3在径向外横截面a-a和径向内截面b-b之间覆盖有弹性体层（参见图4b），以优化声音和振动的衰减效果。
[0060] 参见图4b，相对应的特征利用图1-4a所示的附图标记来指代。在旋翼桨叶3的横截面a-a处设有由诸如
铝之类金属或塑料复合材料制成的核心部3.1。作为结构负荷承载构件的核心部3.1用于承受旋翼桨叶3的负荷。用于衰减由于空气动力学和机械负荷产生的振动的弹性体层3.2适用于如下一种外部防腐蚀层3.3的空气动力学轮廓，该外部防腐蚀层具有为了使旋翼桨叶3的空气动力学阻力最小化所需的光滑平面。
[0061] 参见图5a，相对应的特征利用图1-4b所示的附图标记来指代。形成尾翼1.1的外壁2.2的复合结构7设有外部防腐蚀表面层7.1，该外部防腐蚀表面层由类似于诸如聚氨酯的硬塑料制成，或较佳地由HMW-聚乙烯或甚至更佳地由UHMW-聚乙烯制成。或者，可以是塑料复合材料。接续层7.2是弹性体衰减构件，该构件由诸如乙烯-丙烯-二烯橡胶（EPDM）、乙烯-丙烯酸酯橡胶（EAM）、氟-碳漆橡胶（FKM）、天然橡胶（NR）或弹性聚氨酯（PU）之类的材料制成。弹性体材料利用交联剂处理，例如选自过氧化物、胺或双酚材料。
[0062] 该接续层7.2后接有复合结构7的结构层7.3，该结构层设计成承受任何产生的负荷。该弹性体材料通过热工艺借助诸如环氧树脂、苯酚-甲醛树脂、聚酯树脂或丙烯酸酯树脂之类的热固化树脂而粘结于层7.1和7.3。
[0063] 参见图5b，相对应的特征利用图1-5a所示的附图标记来指代。罩壳2.1的内周缘的复合结构8构建有由硬塑料或塑料复合材料制成的外部防腐蚀表面层8.1，且接续的弹性体层8.2后接有塑料复合结构8.3。该塑料复合结构层8.3接着另一弹性体层8.4，以增强罩壳2.1的内周缘的衰减效果。接续层8.5由塑料复合材料或金属制成。该接续层8.5能够使罩壳
2.1的内周缘承受产生的机械和空气动力学负荷。这些层8.1、8.3和8.5通过热工艺借助诸如环氧树脂、苯酚-甲醛树脂、聚酯树脂或丙烯酸酯树脂之类的热固化树脂而粘结于弹性体层8.2和8.4。
[0064] 参见图5c，整流定子构件5的负荷结构构建有朝向侧部5.1的负荷承载结构部件5.4，该侧部5.1直接承受旋转旋涡的冲击，而具有较小空气动力学负荷的侧部5.2由弹性体材料层5.3构成，用以衰减产生的振动和所产生的声音。侧部5.1上定子构件5的结构部件
5.4由金属或塑料复合材料构成。
[0065] 参见图5d，相对应的特征利用图1-5c所示的附图标记来指代。整流定子构件5的复合结构构建有附加的外层5.5，该外层由抛光硬塑料制成，用以腐蚀防护并且用于减小空气动力学阻力。附加的外层5.5围绕金属或塑料复合材料的结构部件5.4和弹性体材料层5.3。
