RU2603710C1 - Лопасть винта винтокрылого летательного аппарата - Google Patents

Лопасть винта винтокрылого летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2603710C1
RU2603710C1 RU2015135609/11A RU2015135609A RU2603710C1 RU 2603710 C1 RU2603710 C1 RU 2603710C1 RU 2015135609/11 A RU2015135609/11 A RU 2015135609/11A RU 2015135609 A RU2015135609 A RU 2015135609A RU 2603710 C1 RU2603710 C1 RU 2603710C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
range
leading edge
sweep
section
Prior art date
Application number
RU2015135609/11A
Other languages
English (en)
Inventor
Владимир Антонович Анимица
Михаил Алексеевич Головкин
Владимир Алексеевич Головкин
Вениамин Александрович Леонтьев
Александр Александрович Никольский
Вадим Никитич Новак
Сергей Витальевич Егоров
Сергей Леонидович Чернышев
Михаил Захарович Короткевич
Николай Серафимович Павленко
Николай Иванович Дорошенко
Андрей Юрьевич Баринов
Дмитрий Николаевич Сергеев
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ")
Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ"), Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ")
Priority to RU2015135609/11A priority Critical patent/RU2603710C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2603710C1 publication Critical patent/RU2603710C1/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/32—Rotors
    • B64C27/46—Blades

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям лопастей несущего и рулевого винтов винтокрылых летательных аппаратов. Лопасть винта состоит из комлевой части с узлом крепления, средней части и концевой части, состоящей из первого участка, имеющего переднюю кромку обратной стреловидности, и второго участка, имеющего переднюю кромку прямой стреловидности и стреловидную заднюю кромку. Третий участок концевой части лопасти является ее боковой кромкой, соединяющей переднюю и заднюю кромки законцовки, имеет прямую стреловидность от точки соединения со вторым участком прямой стреловидности до точки максимального размаха лопасти и обратную стреловидность от точки максимального размаха лопасти до точки пересечения с задней кромкой лопасти. Начало первого участка обратной стреловидности r1 передней кромки законцовки расположено в диапазоне относительных радиусов r1/R=0,8÷0,865. Длина выступа d1 относительно продолжения передней кромки основной части лопасти, отнесенная к хорде В основной части лопасти, расположена в диапазоне d1/B=0,23÷0,25. Достигается уменьшение шарнирных моментов лопасти и снижение потерь мощности на преодоление волнового сопротивления. 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции лопастей несущего и рулевого винтов винтокрылых летательных аппаратов и других несущих поверхностей.
Важнейшей аэродинамической характеристикой лопасти являются ее аэродинамический момент относительно аэродинамической оси лопасти, определяющий шарнирные моменты и нагрузки в системе управления, которые, в свою очередь, определяют конструктивные ограничения и аэродинамические ограничения на величину максимальной скорости горизонтального полета вертолета. Другой важной аэродинамической характеристикой лопасти является величина ее аэродинамического сопротивления, ограничивающая величины скорости крейсерского полета и максимальной скорости горизонтального полета. При заданном оптимальном по аэродинамическим и конструктивным характеристикам профильном наборе поперечных сечений лопасти аэродинамические характеристики лопасти определяются ее формой в плане и круткой. Величина аэродинамического момента при заданном профильном наборе сечений лопасти определяется расположением линии положений аэродинамических фокусов профилей сечений лопасти относительно оси лопасти, проходящей обычно по линии четвертей хорд в основной части лопасти, имеющей прямоугольную форму в плане. Увеличение аэродинамического сопротивления при больших скоростях полета определяется ростом волнового сопротивления концевых профилей. Для компенсации избыточных величин шарнирных моментов линию положений аэродинамических фокусов профилей сечений лопасти относительно оси лопасти на комлевой части лопасти в плане располагают впереди оси лопасти за счет выдвижения передней кромки в плане вперед. Конструктивно это выполняется в виде комлевого наплыва. Для снижения сопротивления лопасти при больших скоростях полета уменьшают величины местных чисел Маха при обтекании концевых профилей. Конструктивно это выполняется применением стреловидной концевой части лопасти.
Известна лопасть несущего винта вертолета (патент РФ №2145293, 11.09.96, МПК B64C 11/18, МПК B64C 27/46), имеющая комлевой наплыв, у которой фокусы профилей поперечных сечений лопасти расположены относительно упругой оси лопасти так, что в комлевой части между узлом крепления лопасти к втулке винта и сечением на относительных радиусах r/R<0,55 имеется протяженный по размаху участок, на котором они выдвинуты вперед вдоль хорды в направлении к передней кромке лопасти по сравнению с положением этих фокусов относительно упругой оси в средней по размаху части лопасти, расположенной на относительных радиусах, r/R>0,55. Здесь и далее в тексте используются обозначения: R - радиус несущего винта, r - текущее значение радиуса до рассматриваемого сечения лопасти винта, B - хорда основной части лопасти.
Для преодоления резкого роста сопротивления концевых профилей за счет уменьшения местных чисел Маха концевая часть лопасти выполнена стреловидной и состоит из одного участка прямой стреловидности. При этом фокусы концевых профилей поперечных сечений лопасти смещены назад, что уменьшает благоприятный эффект комлевого наплыва и неблагоприятно влияет на шарнирные моменты на отступающей лопасти.
Известна лопасть несущего винта (патент России №2145293, пр. 11.09.96), имеющая в комлевой части наплыв, оказывающий благоприятное влияние на характеристики шарнирных моментов и нагрузки в системе управления винта.
Известны лопасти несущих винтов (европейский патент №0482788 A1, пр. 09.10.91, МПК B64C 27/46, патент США №6231308 B1, публ. 15.05.2001, МПК B63BH1/26, патент США №20120251326 A1, публ. 04.10.2012, МПК B64C 27/48), имеющие концевую часть лопасти состоящую из трех участков с передней кромкой обратной стреловидности, затем прямой и заостренной кромкой прямой стреловидности. Такое техническое решение позволяет улучшить аэродинамические характеристики наступающей лопасти, а также уменьшить шарнирные моменты лопасти по сравнению с традиционной прямой стреловидной концевой частью лопасти и снизить нагрузки в системе управления.
В качестве прототипа для предлагаемого технического решения принята компоновка лопасти (патент Великобритании №1538055, публ. 09.01.1979, МПК B64C 27/46), имеющая в комлевой и основной части лопасти прямоугольную или трапециевидную форму в плане и концевую часть переменной обратной - прямой стреловидности.
Расчетно-экспериментальные исследования показывают, что компоновка лопасти-прототипа, не имеющая в комлевой части наплыва не всегда обеспечивает необходимые величины шарнирных моментов для лопастей несущего винта некоторых типов отечественных вертолетов. Кроме того, компоновка лопасти со стреловидной боковой кромкой не обеспечивает технологическую совместимость при производстве лопастей некоторых типов отечественных вертолетов.
Задача данного изобретения состоит в разработке формы лопасти в плане, обеспечивающей необходимое расположение фокусов профилей поперечных сечений лопасти и оптимальное распределение местных чисел Маха по ее размаху в концевой части лопасти без снижения остальных аэродинамических характеристик лопасти.
Технический результат данного изобретения состоит в уменьшении переменных шарнирных моментов лопасти, величин нагрузок в системе управления несущего винта и снижении потерь мощности на преодоление волнового сопротивления в горизонтальном полете.
Технический результат достигается тем, что лопасть винта винтокрылого летательного аппарата, состоящая из расположенных вдоль размаха комлевой части с узлом крепления к втулке винта, средней части и концевой части, состоящей из первого участка, имеющего переднюю кромку обратной стреловидности, и второго участка, имеющего переднюю кромку прямой стреловидности и стреловидную заднюю кромку, а третий участок концевой части лопасти является ее боковой кромкой, соединяющей переднюю и заднюю кромки законцовки, имеет прямую стреловидность от точки соединения со вторым участком прямой стреловидности до точки максимального размаха лопасти и обратную стреловидность от точки максимального размаха лопасти до точки пересечения с задней кромкой лопасти и образован плавной кривой, имеющей в плане форму верхней поверхности аэродинамического профиля с острой передней кромкой, а в точке сопряжения передняя и боковая кромки имеют общую касательную.
Технический результат достигается также тем, что передняя кромка ее комлевой части в плане выполнена в виде комлевого наплыва и составлена из ломаной линии или отрезков плавной кривой, соединенной с передней кромкой основной части лопасти в диапазоне относительных радиусов r/R<0,5 и вынесенной по сравнению с ней вперед.
Технический результат достигается также тем, что начало первого участка обратной стреловидности r1 передней кромки законцовки расположено в диапазоне относительных радиусов r1/R=0,8÷0,865.
Технический результат достигается также тем, что в плане длина выступа d1 вперед в точке соединения участков обратной и прямой стреловидности r3 передней кромки законцовки относительно продолжения передней кромки основной части лопасти, отнесенная к хорде В основной части лопасти расположена в диапазоне d1/B=0,23÷0,25.
Технический результат достигается также тем, что в плане точка соединения r3 участка прямой стреловидности передней кромки законцовки с боковой кромкой расположена в диапазоне относительных радиусов r4/R=0,95÷0.999.
Технический результат достигается также тем, что начало стреловидного участка задней кромки законцовки r2 расположено в диапазоне относительных радиусов r2/R=0,82÷0,9.
Технический результат достигается также тем, что в плане длина выступа d2 назад относительно задней кромки основной части лопасти в точке соединения задней и боковой кромок законцовки, отнесенная к хорде В основной части лопасти, расположена в диапазоне d2/B=0,41÷0,45.
Технический результат достигается также тем, что в плане углы стреловидности β1 первого участка обратной стреловидности передней кромки законцовки расположены в диапазоне β1=0÷85°.
Технический результат достигается также тем, что углы стреловидности β2 второго участка прямой стреловидности передней кромки законцовки расположены в диапазоне β2=19÷52°.
Технический результат достигается также тем, что в диапазоне относительных радиусов r/R<0,5 задняя кромка лопасти обрезана и в плане составлена из ломаной линии или плавной кривой, соединенной с задней кромкой основной части лопасти в диапазоне относительных радиусов r/R<0,5 и вынесенной по сравнению с ней вперед.
Технический результат достигается также тем, что в диапазоне относительных радиусов r/R>0,85 концевая часть лопасти отогнута вниз, при этом величина отгиба h, отнесенная к радиусу лопасти, расположена в диапазоне h/R<0,025.
Представленные далее фигуры иллюстрируют суть данного изобретения.
Фиг. 1 представляет реализацию формы лопасти в плане, спроектированной в соответствии с данным изобретением
Фиг. 2 иллюстрирует основные геометрические параметры концевой части лопасти в плане, спроектированной в соответствии с данным изобретением.
Фиг. 3 представляет реализацию формы концевой части лопасти в плане, спроектированной в соответствии с данным изобретением в сравнении с концевой частью лопасти-прототипа.
Форма лопасти в плане (фиг. 1) по данному изобретению определяется комлевым участком передней кромки 1, состоящим из кривой или ломаной линии и определяющим положение комлевой части лопасти (r/R<0,5), основным прямолинейным участком передней кромки 2, определяющим положение основной части лопасти (0,4÷0,5<r/R<0,8÷0,865), концевым участком передней кромки 3, определяющим положение начала концевой части лопасти (r/R>0,8÷0,865), боковой кромкой 4 и задней кромкой 5.
Предлагаемая лопасть (фиг. 2) имеет переднюю кромку концевой части в плане, составленную из плавных кривых или ломаной линии, состоящую из первого участка обратной стреловидности 6, начинающегося в диапазоне относительных радиусов r1/R=0,8÷0,865 и имеющего углы стреловидности в диапазоне β1=0÷85°, соединенного со вторым участком прямой стреловидности 7, имеющем углы стреловидности в диапазоне β2=19÷52°, при этом длина выступа вперед d1 относительно продолжения передней кромки основной части лопасти в точке соединения r3 участков обратной и прямой стреловидности передней кромки законцовки, отнесенная к хорде В основной части лопасти, расположена в диапазоне d1/B=0,23÷0,25, заднюю кромку 8, составленную из плавных кривых или ломаной линии, имеющих прямую стреловидность, начало стреловидного участка задней кромки законцовки r2 расположено в диапазоне относительных радиусов r2/R=0,82÷0,9, боковую кромку, имеющую участок прямой стреловидности 9 от точки соединения со вторым участком прямой стреловидности передней кромки до точки максимального размаха лопасти и участок обратной стреловидности 10 от точки максимального размаха лопасти до точки пересечения с задней кромкой лопасти и образована плавной кривой, имеющей в плане форму верхней поверхности аэродинамического профиля с острой передней кромкой, в точке сопряжения передняя и боковая кромки имеют общую касательную, при этом точка соединения передней и боковой кромок расположена в диапазоне относительных радиусов r4/R=0,95÷0.999, длина выступа назад d2 относительно задней кромки основной части лопасти в точке соединения задней и боковой кромок законцовки, отнесенная к хорде основной части лопасти, расположена в диапазоне d2/B=0,41÷0,45.
На фиг. 3 показаны передняя кромка 11 и задняя кромка 12 концевой части варианта предлагаемой лопасти в плане в сравнении с передней кромкой 13 и задней кромкой 14 концевой части лопасти-прототипа в плане.
Значения перечисленных параметров оптимизируют исходя из требуемых аэродинамических характеристик несущего винта, его геометрических параметров, заполнения, конструкции узлов крепления и ограничений на характеристики шарнирных моментов. При работе винта аэродинамические характеристики наступающей лопасти улучшаются за счет стреловидной законцовки 6-8, позволяющей уменьшить локальные числа Маха и уменьшить затраты мощности на преодоление волнового сопротивления. Использование выдвинутой вперед передней кромки 6, 7 законцовки позволяет приблизить расположение центра давления и центра тяжести к положению аэродинамической оси лопасти. Для улучшения аэродинамических характеристик в диапазоне относительных радиусов r/R>0,85 концевая часть лопасти может быть отогнута вниз при этом величина отгиба h, отнесенная к радиусу лопасти, расположена в диапазоне h/R<0,025.
Данный вариант лопасти имеет форму передней и задней кромок концевой части лопасти 6-8, оптимизированную для достижения наилучших аэродинамических характеристик несущего винта вертолета определенного класса. Крутка лопасти по данному изобретению должна быть оптимизирована для достижения наилучших аэродинамических характеристик несущего винта вертолета. Данный вариант лопасти имеет форму комлевого участка передней кромки 1, которая обеспечивает необходимый уровень шарнирных моментов лопасти.
Для компенсации избыточных величин шарнирных моментов линию положений аэродинамических фокусов профилей сечений лопасти относительно оси лопасти на комлевой части лопасти в плане располагают впереди оси лопасти за счет выдвижения передней кромки в плане вперед. Конструктивно это выполняется в виде комлевого наплыва. Увеличение аэродинамического сопротивления лопасти при больших скоростях полета определяется ростом волнового сопротивления концевых профилей. Для снижения сопротивления лопасти при больших скоростях полета уменьшают величины местных чисел Маха при обтекании концевых профилей. Конструктивно это выполняется применением стреловидной концевой части лопасти.
Испытания крупномасштабной модели 4-лопастного несущего винта, основанной на данном варианте лопасти в АДТ, показали приемлемый уровень шарнирных моментов и нагрузок в системе управления винта, максимальный уровень относительного коэффициента полезного действия на режиме висения ηo max>0.74. На максимальной скорости достигнут уровень максимального аэродинамического качества Kнв max>6 при приемлемых уровнях шарнирных моментов лопастей.
Предлагаемое техническое решение использует сочетание законцовки с передней кромкой обратной - прямой стреловидности, обеспечивающей достижение большей скорости горизонтального полета вертолета и боковой кромкой обтекателя, обеспечивающей лучшую технологическую совместимость при производстве лопастей отечественных вертолетов.

Claims (11)

1. Лопасть винта винтокрылого летательного аппарата, состоящая из расположенных вдоль размаха комлевой части с узлом крепления к втулке винта, средней части и концевой части, состоящей из первого участка, имеющего переднюю кромку обратной стреловидности, и второго участка, имеющего переднюю кромку прямой стреловидности и стреловидную заднюю кромку, отличающаяся тем, что третий участок концевой части лопасти является ее боковой кромкой, соединяющей переднюю и заднюю кромки законцовки, имеет прямую стреловидность от точки соединения со вторым участком прямой стреловидности до точки максимального размаха лопасти и обратную стреловидность от точки максимального размаха лопасти до точки пересечения с задней кромкой лопасти и образован плавной кривой, имеющей в плане форму верхней поверхности аэродинамического профиля с острой передней кромкой, а в точке сопряжения передняя и боковая кромки имеют общую касательную.
2. Лопасть по п. 1, отличающаяся тем, что передняя кромка ее комлевой части в плане выполнена в виде комлевого наплыва и составлена из ломаной линии или отрезков плавной кривой, соединенной с передней кромкой основной части лопасти в диапазоне относительных радиусов r/R<0,5 и вынесенной по сравнению с ней вперед.
3. Лопасть по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что начало первого участка обратной стреловидности r1 передней кромки законцовки расположено в диапазоне относительных радиусов r1/R=0,8÷0,865.
4. Лопасть по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что в плане длина выступа d1 вперед в точке соединения участков обратной и прямой стреловидности r3 передней кромки законцовки относительно продолжения передней кромки основной части лопасти, отнесенная к хорде В основной части лопасти, расположена в диапазоне d1/B=0,23÷0,25.
5. Лопасть по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что в плане точка соединения r3 участка прямой стреловидности передней кромки законцовки с боковой кромкой расположена в диапазоне относительных радиусов r4/R=0,95÷0.999.
6. Лопасть по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что начало стреловидного участка задней кромки законцовки r2 расположено в диапазоне относительных радиусов r2/R=0,82÷0,9.
7. Лопасть по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что в плане длина выступа d2 назад относительно задней кромки основной части лопасти в точке соединения задней и боковой кромок законцовки, отнесенная к хорде В основной части лопасти, расположена в диапазоне d2/B=0,41÷0,45.
8. Лопасть по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что в плане углы стреловидности β1 первого участка обратной стреловидности передней кромки законцовки расположены в диапазоне β1=0÷85°.
9. Лопасть по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что углы стреловидности β2 второго участка прямой стреловидности передней кромки законцовки расположены в диапазоне β2=19÷52°.
10. Лопасть по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что в диапазоне относительных радиусов r/R<0,5 задняя кромка лопасти обрезана и в плане составлена из ломаной линии или плавной кривой, соединенной с задней кромкой основной части лопасти в диапазоне относительных радиусов r/R<0,5 и вынесенной по сравнению с ней вперед.
11. Лопасть по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что в диапазоне относительных радиусов r/R>0,85 концевая часть лопасти отогнута вниз, при этом величина отгиба h, отнесенная к радиусу лопасти, расположена в диапазоне h/R<0,025.
RU2015135609/11A 2015-08-24 2015-08-24 Лопасть винта винтокрылого летательного аппарата RU2603710C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015135609/11A RU2603710C1 (ru) 2015-08-24 2015-08-24 Лопасть винта винтокрылого летательного аппарата

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015135609/11A RU2603710C1 (ru) 2015-08-24 2015-08-24 Лопасть винта винтокрылого летательного аппарата

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2603710C1 true RU2603710C1 (ru) 2016-11-27

Family

ID=57774555

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015135609/11A RU2603710C1 (ru) 2015-08-24 2015-08-24 Лопасть винта винтокрылого летательного аппарата

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2603710C1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110966897A (zh) * 2019-12-18 2020-04-07 湖北航天技术研究院总体设计所 一种火箭弹的尾翼及其设计方法
CN114633877A (zh) * 2022-02-17 2022-06-17 惠阳航空螺旋桨有限责任公司 一种低噪声螺旋桨

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2145293C1 (ru) * 1996-09-11 2000-02-10 Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского Лопасть винта и аэродинамический профиль лопасти (варианты)
US6190132B1 (en) * 1999-03-12 2001-02-20 Advanced Technology Institute Of Commuter-Helicopter, Ltd. Rotor blade for rotorcraft
US6231308B1 (en) * 1997-03-24 2001-05-15 Advanced Technology Institute Of Commuter-Helicopter, Ltd. Rotor blade for rotary wing aircraft

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2145293C1 (ru) * 1996-09-11 2000-02-10 Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского Лопасть винта и аэродинамический профиль лопасти (варианты)
US6231308B1 (en) * 1997-03-24 2001-05-15 Advanced Technology Institute Of Commuter-Helicopter, Ltd. Rotor blade for rotary wing aircraft
US6190132B1 (en) * 1999-03-12 2001-02-20 Advanced Technology Institute Of Commuter-Helicopter, Ltd. Rotor blade for rotorcraft

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110966897A (zh) * 2019-12-18 2020-04-07 湖北航天技术研究院总体设计所 一种火箭弹的尾翼及其设计方法
CN114633877A (zh) * 2022-02-17 2022-06-17 惠阳航空螺旋桨有限责任公司 一种低噪声螺旋桨

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11511851B2 (en) Wing tip with optimum loading
US9932960B2 (en) Rotor blade of a wind turbine
CN104139849B (zh) 一种具有提高高空桨效率的桨梢小翼及高空桨
CN108163192B (zh) 一种高效低噪旋翼
JPH1199994A (ja) 航空機回転翼のための後退翼端付きの羽根
US8899938B2 (en) Blade for a turbomachine
WO2007086908A3 (en) Rotor blade for a high speed rotary-wing aircraft
US20120251326A1 (en) Noise and performance improved rotor blade for a helicopter
US11225316B2 (en) Method of improving a blade so as to increase its negative stall angle of attack
CN211364914U (zh) 旋翼飞行器的桨叶及旋翼飞行器
WO2018198477A1 (ja) メインロータブレード及びヘリコプタ
CN112572787A (zh) 一种具有低阻高发散马赫数的共轴双旋翼高速直升机桨尖翼型
CN103291561A (zh) 尖部具有***小翼的风力机叶片
CN203666968U (zh) 一种下反式机翼小翼尖结构
RU2603710C1 (ru) Лопасть винта винтокрылого летательного аппарата
US11148794B2 (en) Method of determining an initial leading edge circle of airfoils of a blade and of improving the blade in order to increase its negative stall angle of attack
CN111409812A (zh) 一种带鼓包前缘的可转动船舶用舵
EP2761170A1 (en) Wind turbine blade having a geometric sweep
CN209905055U (zh) 一种旋翼桨及无人机
CN106218886A (zh) 多旋翼机桨叶以及多旋翼机
RU2118270C1 (ru) Многоэлементная законцовка
CN211364941U (zh) 旋翼飞行器的桨叶及旋翼飞行器
CN210681131U (zh) 一种机翼结构
CN104097763A (zh) 一种异形机翼翼型
CN206202683U (zh) 多旋翼机桨叶以及多旋翼机