CA1315259C

CA1315259C - Bent-tip blade for aircraft rotary-wing

Info

Publication number: CA1315259C
Application number: CA 570685
Authority: CA
Inventors: Alain Eric Vuillet; Jean Jacques Philippe; Andre Desopper
Original assignee: Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA; Airbus Group SAS
Current assignee: Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA; Airbus Group SAS
Priority date: 1987-06-29
Filing date: 1988-06-29
Publication date: 1993-03-30
Anticipated expiration: 2010-03-30

Abstract

ABR?G? DESCRIPTIF Pale pour voilure tournante d'aéronef comportant une attache de fixation à un moyeu, une partie courante ayant un bord d'attaque et un bord de fuite et dont le profil (7) a une corde (8) de longueur constante ou évolutive (C), et une extrémité libre qui prolonge la partie courante (5) vers l'extérieur et dont le rebord d'attaque (14) prolonge en flèche vers l'arrière le bord d'attaque (9) de la partie courante (5), l'extrémité libre de pale étant de plus inclinée vers le bas. Cette pale est remarquable en ce que l'inclinaison vers le bas de l'extrémité libre de pale s'étend sur la totalité de l'envergure de cette extrémité et est continue depuis le raccord avec la partie courante de pale jusqu'au bord extrême de l'extrémité libre de pale de sorte que celle-ci suit une courbure telle que son extrados est convexe et son intrados est concave. Cette pale à extrémité libre inclinée vers le bas améliore les performances en vol stationnaire et surtout en vol d'avancement d'un aéronef pourvu d'une voilure tournante constituée de telles pales.ABR? G? DESCRIPTION Blade for rotary wing of an aircraft comprising a fastening attachment to a hub, a main part having a leading edge and a trailing edge and the profile (7) of which has a cord (8) of constant or evolving length ( C), and a free end which extends the main part (5) outwards and whose leading edge (14) extends backwards the leading edge (9) of the main part (5) ), the free end of the blade being further inclined downwards. This blade is remarkable in that the downward inclination of the free end of the blade extends over the entire span of this end and is continuous from the connection with the current part of the blade to the extreme edge. of the free end of the blade so that it follows a curvature such that its upper surface is convex and its lower surface is concave. This downward-inclined free-end blade improves the performance in hovering flight and especially in forward flight of an aircraft provided with a rotary wing made up of such blades.

Description

1 31 525q La présente invention concerne une pale pour voilure tournante d'aéronef et plus particulièrement l'extrémité
d'une telle pale.

On sait que, aussi bien en vol stationnaire qu'en vol d'avancement, l'extrémité des pales d'un rotor d'aéronef à
voilure tournante, notamment un hélicoptère, a une influence importante sur le fonctionnement aérodynamique du rotor. En effet, l'extrémité des pales constitue la zone dans laquelle apparaissent les plus grandes pressions dynamiques et des tourbillons marginaux, générateurs de pertes de puissance et de bruit.

L'amélioration des extrémités de pales peut se traduire par une amélioration notable des performances de l'aéronef.
C'est pour cela que de nombreuses études ont été effectuées à ce sujet.

Par exemple, dans le brevet francais FR-A-2 473 983, on décrit une pale d'hélicoptère dont l'extrémité est effilée en flèche vers l'arrière et, de plus, inclinée vers le bas.
L'envergure totale de la pale étant égale à R, cette extrémité s'étend sur une envergure de 0,07 R et est pliée autour d'une corde de la pale disposée à 0,04 R du bord extrême de la pale. La totalité de la partie la plus extérieure de la pale forme, par rapport au reste de ladite pale, un angle dièdre, dirigé vers le bas et dont la valeur est choisie égale à 20.

Ainsi, la pale décrite dans le brevet précité comporte une cassure nette à une distance de l'axe de rotation égale à
0,96 R.

Grâce à une telle cassure vers le bas, de l'extrémité de 30 pale, l'auteur de ce brevet revendique une amélioration des performances de la pale en vol stationnaire. En effet, il '~ 1 31 525q The present invention relates to a blade for airfoil rotating aircraft and more particularly the end of such a blade.

We know that, both in hover and in flight advancement, the tip of the blades of an aircraft rotor rotary wing, in particular a helicopter, has a significant influence on the aerodynamic functioning of the rotor. Indeed, the tip of the blades constitutes the area in which the greatest pressures appear dynamics and marginal vortices, generators of power and noise losses.

Improvement of blade tips can result in a significant improvement in aircraft performance.
This is why many studies have been carried out.
on this subject.

For example, in the French patent FR-A-2 473 983, we describes a helicopter blade with a tapered end backwards and, furthermore, inclined downwards.
The total span of the blade being equal to R, this end extends over a span of 0.07 R and is folded around a chord of the blade arranged at 0.04 R from the edge extreme of the blade. All of the most outer of the blade forms, relative to the rest of said pale, a dihedral angle, directed downwards and whose value is chosen equal to 20.

Thus, the blade described in the aforementioned patent includes a sharp break at a distance from the axis of rotation equal to 0.96 R.

Thanks to such a break down, from the end of 30 pale, the author of this patent claims an improvement in blade performance in hover. Indeed, it '~

2 1315259 1 explique que le dièdre d'extrémité de pale permet d'émettre le tourbillon d'extrémité plus bas que lorsque l'extrémité
de pale est alignée avec le reste de la pale. Par suite, lors du passage de la pale suivante de la voilure à
l'emplacement du tourbillon engendré par la pale précéden-te, ce tourbillon se trouve plus éloigné de cette pale suivante, de sorte que l'interaction entre celle-ci et le tourbillon de pale précédente est diminuée. Des résultats d'essais en vol stationnaire publiés postérieurement par l'auteur de ce brevet confirment des gains de puissance, à
masse égale et en vol stationnaire, de l'ordre de 2 à 4%, dus au seul dièdre d'extrémité de pale.

La présente invention a pour objet de perfectionner une pale pour voilure tournante à extrémité inclinée vers le bas afin non seulement d'en améliorer encore les performan-ces en vol stationnaire, mais également et surtout d'obtenir de meilleures performances en vol d'avancement.
On remarquera que dans le brevet précité, seules l'évolu-tion de la corde des profils et la flèche de l'extrémité
sont présentées comme ayant un effet bénéfique pour la puissance en vol d'avancement.

A cette fin, selon l'inventiont la pale pour voilure tournante d'aéronef comportant une attache de fixation à un moyeu, une partie courante ayant un bord d'attaque et un bord de fuite et dont le profil a une corde de longueur constante ou évolutive C, et une extrémité qui prolonge ladite partie courante vers l'extérieur et dont le bord d'attaque prolonge en flèche vers l'arrière le bord d'attaque de ladite partie courante, ladite extrémité étant de plus inclinée vers le bas, est remarquable en ce que l'inclinaison vers le bas de ladite extrémité de pale s'étend sur la totalité de l'envergure ce cette extrémité
et est continue depuis le raccord avec la partie courante 2 1315259 1 explains that the blade tip dihedral allows to emit the end vortex lower than when the end blade is aligned with the rest of the blade. Consequently, when switching from the next blade of the wing to the location of the vortex generated by the previous blade te, this vortex is further from this blade next, so the interaction between it and the previous vane vortex is reduced. Results hover flight tests published subsequently by the author of this patent confirm power gains, to equal mass and in hovering, of the order of 2 to 4%, due to the blade tip dihedral only.

The object of the present invention is to improve a blade for rotary wing with tip inclined towards the not only to further improve performance these hovering but also and most importantly to obtain better performance in forward flight.
Note that in the aforementioned patent, only the evolution tion of the rope of the profiles and the arrow of the end are presented as having a beneficial effect on the forward flight power.

To this end, according to the inventiont the blade for wing rotating aircraft with a fastening clip to a hub, a running part having a leading edge and a trailing edge and whose profile has a length of cord constant or evolutionary C, and an extremity which extends said running part outwards and the edge of which of attack extends in an arrow backwards the edge of attack of said current part, said end being further inclined downward, is remarkable in that the downward inclination of said blade end spans the entire span this this end and is continuous from the connection with the current part

3 l 31 525q 1 de pale jusqu'au bord extrême de ladite extrémité, de sorte que celle-ci suit une courbure telle que son extrados est convexe et son intrados est concave.

Ainsi, dans la pale conforme à l'invention, l'extrémité
n'est pas pliée autour d'une corde sur une partie de son envergure, mais au contraire est incurvée progressivement vers le bas sur toute son envergure. Des essais en soufflerie ont montré que cette incurvation continue est favorable aussi bien en vol stationnaire qu'en vol d'avancement. En vol stationnaire, par rapport a une pale ayant une extrémité rectiligne et rectangulaire, la pale selon l'invention permet, à masse égale de l'aéronef, un gain de puissance d'au moins 5p.

De même, en vol de croisière et à grande vitesse, par rapport à cette même pale à extrémité rectiligne et rectangulaire, la pale seion l'invention procure, à masse et vitesse égales, un gain de puissance d'au molns 5%.

Pour expliquer ces gains de performances, aussi bien en vol stationnaire qu'en vol d'avancement, les demandeurs supposent qu'un tourbillon d'extrémité engendré par une pale tourne principalement autour d'un axe sensiblement orthogonal à l'axe de rotation de la voilure tournante, de sorte que les vitesses induites par un tel tourbillon deviennent sensiblement tangentes à l'extrémité incurvée selon l'invention des pales et qu'un tourbillon ne présente plus de composante de vitesse induite qui soit orthogonale aux pales et susceptible de modifier l'incidence de celles-ci. Bien entendu, la présente explication n'est avancée qu'à titre d'hypothèse, dont la justesse ne saurait conditionner la validité de la présente invention.

De préférence, la courbure vers le bas de ladite extrémité
de pale est au moins approximativement d'allure paraboli-que.

1 Plus précisément si, de façon usuelle, on considère dans la pale une ligne de référence longitudinale qui prolonge le long de l'envergure de la partie courante de la pale, l'axe de variation commandée de son pas, ligne de référence située de fa~on générale entre 20 et 30~ de la longueur de la corde du profil correspondant en partant de l'avant et autour de laquelle est généralement vrillée une pale d'hélicoptère, l'incurvation continue de l'extrémité de la pale selon l'invention est avantageusement obtenue en àonnant au prolongement de cette ligne de référence dans ladite extrémité de pale une allure parabolique.

Plus précisément encore, si l'on considère un système d'axes orthogonaux Ox, Oy et Oz dont l'origine se trouve sur cette ligne de référence de variation de pas au raccordement de ladite partie courante et de ladite extrémité de pale, l'axe Ox étant aligné avec cette ligne de référence de ladite partie courante et étant orienté
vers l'extérieur de la pale, kandis que l'axe Oy est confondu avec la corde du profil de raccord entre ladite partie courante et ladite extrémité et est orienté du bord d'attaque vers le bord de fuite et que l'axe Oz est orienté
vers le haut, c'est-à-dire de l'intrados vers l'extrados de la pale, il est avantageux que la ligne de référence de ladite extrémité de pale soit contenue dans un plan xOY
passant par l'axe Ox et dont la trace OY dans le plan yOz fait un angle ~ avec l'axe Oy et que dans le plan xOY, l'équation de ladite ligne de référence de ladite extrémité
de pale soit une fonction d'allure parabolique dans laquelle le coefficient du terme de plus haut degré dépend dudit angle~'.

Ainsi, non seulement on communique à ladite extrémité de pale une courbure d'allure parabolique vers le bas, mais encore on donne au bord d'attaque de cette extrémité une forme en flèche au moins sensiblement parabolique (aux 5 1 31 525q 1 distorsions près dues à l'éventuel vrillage). Une telle forme parabolique du bord d'attaque a pour effet de donner un angle de flèche local augmentant progressivement, mais fortement, avec l'envergure de pale. Cet effet de flèche progressive permet de diminuer la trainée de pale. De plus, il résulte de la forme parabolique du bord d'attaque de ladite extrémité de pale que la corde de cette extrémité de pale diminue progressivement avec l'envergure, de sorte que l'on diminue de facon significative la surface mouillée de l'extrémité de pale, ce qui contribue également à la diminution des trainées locales. Il en résulte de plus une diminution des tourbillons mar~inaux et donc une diminution des interactions de ceux-ci avec la pale suivante de la voilure.

On voit que, en ajustant la valeur de l'angle ~, on peut optimiser les performances de la pale conforme à l'inven-tion.

De préférence, dans le plan xoY, l'~quation de ladite ligne de référence de l'extrémité de pale est de la forme :

Y = (1 - d) (1 - ~) f (~) (x) C c a expression dans laquelle :

2~ . C est la longueur de la corde du profil de raccord entre la partie courante de la pale et la partie d'extrémité de ladite pale, . d est la longueur de la corde choisie pour le profil extrême de la partie d'extrémité de la pale, . ~ est un coefficient définissant la pcsition en corde de pale de la ligne de référence avec 0,2 ~ ~ ~ 0,3 ; ce coefficient étant habituellement choisi égal à 0,25 ;
. f (~) est une fonction trigonométrique de l'angle~ , par exemple égale à
cos~

6 1 31 525~

1 . a est l'enverg~re de ladite extrémité de pale ;
. n est un exposant compris entre 1,5 et 3 et de préférence choisi égal à 2 et dans ce cas la ligne de référence de ladite extrémité de pale est une parabole pure.

L'angle ~ peut être compris entre 0 à 90 et, de préféren-ce, entre 15 et 30- Par ailleurs, l~envergure a de l'extrémité de pale est inférieure ou égale à 1,5 C, mais supérieure ou égale à 0,5 C. De préférence, cette envergure a est au moins sensiblement égale à 0,8 C.

Pour pouvoir bénéficier des avantages mentionnés ci-dessus relatifs à la mise en flèche parabolique du bord d'attaque de ladite extrémité de pale, il est avantageux que la corde d du profil extrême de ladite extrémité de pale soit comprise entre 0,2 C et 0,6 C.

1~ Dans le cas où le bord de fuite de ladite extrémité de pale est aligné avec le bord de fuite de la partie courante de pale, la coràe dudit profil extrême de l'extrémité de pale est avantageusement choisie égale à C. En revanche, lorsque ce bord de fuite est en flèche par rapport au bord de fuite de la partie courante de pale, la corde dudit profil extrême est choisie au plus égale à C.
Comme cela a éte mentionné ci-dessus, la pale selon l'invention peut être vrillée de facon connue le long de son envergure. Le vrillage théorique, depuis l'attache de fixation au moyeu jusqu'à, et y compris, ladite extrémité
peut être compris entre -80 et -16 et être choisi de préférence égal à -12C. Ladite extrémité est de préférence vrillée de fa~on identique à la partie courante de pale.

1 Par ailleurs, les profils de la pale selon l'invention peuvent avoir une épaisseur relative comprise entre 6% et 13~ et 7 de préférence, entre 6~ et 9% pour ladite extrémité
de pale.

Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments identiques.

La figure 1 est une vue en perspective schématique d'une pale de rotor d'hélicoptère pourvue d'une extrémité de pale conforme à la présente invention dans ie cas particulier où
le coefficient ~ de position en corde de l'axe de variation commandée du pas est choisi égal à 0,25.

La figure 2 est une vue en plan schématique de l'extrémité
de pzle selon l'invention.

La figure 3 illustre la variation des cordes de l'extrémité
selon l'invention en fonction de l'envergure.

La figure 4 illustre la variation de l'angle de flèche du bord dlattaque de l'extrémité selon l'invention en fonction de l'envergure.

Les figures 5 à 7 illustrent, respectivement en projection dans trois plans orthogonaux, la ligne de référence de ladite extrémité de pale.

La figure 8 montre cette ligne de référence dans son plan.

La figure 9 donne l'évolution de l'angle de courbure de l`extrémité selon l'invention en fonction de l'envergure.

Les figures lO et 14 donnent les résultats d'essais comparatifs de la pale selon l'invention avec deux autres pales.

8 1 31 525q 1 Les figures 11 à 13 donnent des résultats de calculs comparatifs de la pale selon l'invention avec deux autres pales.

La pale 1, conforme à la présente invention et montrée par la figure 1, fait partie d'un rotor dont le moyeu 2 est illustré de facon purement schématique et dont les autres pales ne sont pas représentées. Ce rotor peut tourner autour d'un axe X-X. Il comporte des organes d'articulation et de retenue des pales et particulièrement une articula-tion de changement de pas pour chaque pale autour d'un axedit de variation commandée du pas.

La pale 1 comporte une attache 3 pourvue de moyens 4 pour sa fixation audit moyeu 2, une partie courante 5 prolon-geant leàit talon 3 vers l'extérieur et une partie d'extrémité 6 conforme à l'invention et aménagée à
l'extrémité de la partie courante 5 opposée à l'attache 3.

La partie courante 5 de la pale 1, qui représente la plus grande longueur de celle-ci, présente une section droite sensiblement identique tout le long de ladite partie courante et correspondant à un profil 7 dont la corde 8 a une longueur constante C mais pourrait également être dotée d'une corde évolutive de longueur variable, la longueur de la corde de la section de raccordement ayant une valeur c et/ou de profils évolutifs en forme et/ou en épaisseur relative.

Le long de la partie courante 5 de la pale 1 est définie une ligne de référence confondue avec l'axe de variation commandée de la pale en pas dans le moyeu 2.

Dans l'exemple de la figure 1 cette ligne de référence se situe à 25% de la longueur choisie constante c de la corde 8 à partir du bord d'attaque.

1 De plus, de facon usuelle, la partie courante 5 de la pale 1 peut être vrillée longitudinalement autour, par exemple de la ligne de référence 11.

La pale 1 présente une envergure totale égale à ~ et, par exemple, l'extrémité de pale 6 commence à une distance qui, mesurée à partir de l'axe X-X, est de l'ordre de 0,g4 R, l'envergure a de cette extrémité de pale 6 étant alors de l'ordre de 0,06 R.

L'extrémité de pale 6 est raccordée à l'extrémité
extérieure de la partie courante 5 le long d'une section droite 12, identique à une section droite du profil extrême de la partie courante 5 et correspondant donc à un profil 7 dont la corde 8 à une longueur C. A son extrémité opposée à
la partie courante 5, l'extrémité de pale 6 est délimitée par un profil extrême 13 plus petit et plus bas que le profil de la section droite 12. En effet, dans cette extrémité de pale 6, d'une part, le bord d'attaque 14 est courbe et se rapproche du bord de fuite 15 en se dirigeant vers l'extérieur et, d'autre part, on prévoit une courbure du côté de l'intrados de ladite pale.

Sur la figure 2, on a représenté la forme de l'extrémité de pale 6, lorsque celle-ci est projetée sur le plan conte-nant, avant vrillage de la pale, le bord d'attaque 9, le bord de fuite 10 et la ligne de référence 11. Les points de bord d'attaque et de bord de fuite du profil 12, qui se trouvent respectivement à la jonction des bords d'attaque 9 et 14 et à la jonction des bords de fuite 10 et 15, y sont respectivement désignés par A et B. Les points de bord d'attaque et de bord de fuite du profil extrême 13 sont 3 respectivement désignés par D et E. De plus, on a désigné
par 0 le point de rencontre entre la ligne 11 et la corde 8 du profil 12 et, par la référence 16, la ligne courbe qui représente le lieu géométrique des points 17 situés, sur . .

1 31 525q les cordes des profils 18 de l'extrémité 6, à une distance de 25 %
du bord d'attaque 14 (cette distance étant rapportée ~ la longueur desdites cordes~. La ligne courbe 16 prolonge la ligne 11 et coupe la corde du profil extrême 13 en F. Le point F se projette en G
sur la corde 8 du profil 12, en projection parallèle aux lignes 9, 10 et 11.

L'envergure a de l'extrémité 6 est choisie de façon que :
0,5 C ~ a ~ 1,5 C, avec de préférence a = 0,8 C
Par ailleurs, le recul b du point D par rapport au point A, transversalement à la pale 1, est avantageusement défini par :
0,4 C ~ b 5 0,8 C
Par suite, si, comme cela est représenté en trait plein sur la figure 2, le bord de fuite 15 de l'extrémité de pale 6 est aligné
avec le bord de fuite 10 de la partie courante 5, la longueur d de la corde du profil 13 est défini par 0,2 C ~ d ~ 0,6 C
e préférence, on choisit d = C

Cependant, comme cela est représenté par les pointillés 15' de la figure 2, le bord de fuite 15 peut être disposé en flache par rapport au bord de fuite 10, de sorte que le point E se trouve alors en E'. Dans ce cas, la longueur e de la corde du profil 13 est avantageusement égale à C, mais la longueur f du bord de fuite 15' est alors inférieure à
l'envergure a de l'extrémité de pale 6.

1 3 1 525~

1 Sur les figures 1 et 2, on a représenté un système d'axes orthogonaux qui a pour origine le point 0 et dont :
- l'axe Ox prolonge en alignement la ligne de référence 11 vers l'extérieur ;
- l'axe Oy est confondu avec la corde 8 du profil 12 et est orienté des bords d'attaque 9,14 vers les bords de fuite 10,15 ;
- l'axe Oz est dirigé vers le haut.

De plus, sur la figure 2, on a indiqué un axe Ax', parallèle à l'axe Ox et orienté également vers l'extérieur.

Dans le système d'axes Ax',Ay, la ligne de bord d'attaque 14 de l'extrémité 6 2 par exemple pour équation, celle de la parabole dans le cas particulier où n = 2 et que = 0,25, a _ 0,8 c, b = 2 c et d = c Y = 2 ~ x' ~ 2 C 3 ~ 0,8C ) Il en résulte alors :
- que la corde c des profils 18 de l'extrémité 6 suit la 0 loi parabolique :
c = 1 - 2 ~ x' 2 C 3 ~0~

- et que l'angle de flèche ~ du bord d'attaque 14 est donné
par ~ = arc tg 5 / x' ~
J
Sur les figures 3 et 4, on a respectivement représenté, en fonction de l'envergure a de l'extrémité 6 (rapportée à la corde C des profils 7) l'évolution de la corde c des profils 18 (dans le cas où le bord de fuite 15 est aligné
avec le bord de fuite 10) et l'évolution de l'angle de flèche ~ du bord d'attaque 14. Ce dernier angle varie d'une valeur ~o nulle au point A à une valeur ~a, par exem~le de l'ordre de 60, au point D.

1 Sur les figures 5 à 7, on a représenté la ligne 16, respectivement dans les plans xOz, yOz, xOy. Comme on peut le voir, cette ligne 16 est contenue dans un plan xOY, faisant un angle ~ avec l'axe Oy (voir également la figure 8).

Sur les figures 5 à 8, on a indiqué les différents points A,B,D,E,F et G de la figure 2 ou leur projection dans le système d'axes Ox,y,z, ainsi que la projection, parallèle-ment à l'axe Ox, du point F sur l'axe OY., défini comme la trace du plan xOY dans le plan yOz.

Comme on peut le voir sur la figure 5, l'extrados 6e et l'intrados 5i de l'extrémité 6 sont courbes et respective-ment convexe et concave.

Si la ligne de bord d'attaque 14 a l'équation donnée à
titre d'exemple ci-dessus, la ligne 16 a pour équation :
1) z = - tF~ ~ x ~2dans le plan xOz (voir la figure 5) 2) v = 1~ x ~2 dans le plan xOy (voir la figure 7) ; et ~ 2\ 0,8q 3) Y = 1 / ~2 dans le plan xOY (voir la figure 8).
C 2cos ~ ~ G,&CJ

Si l'on trace l'évolution de l'angle de courbure de la ligne 16 dans le plan xOz en fonction de l'envergure a (rapportée à C), on obtient une courbe dont l'allure est illustrée sur la figure 9.

Pour pouvoir juger des performances de la pale 1 selon l'invention décrite ci-dessus, on a effectué des essais comparatifs, d'une part avec une pale P1 identique en tous points à la pale 1 sauf en ce qui concerne l'extrémité
courbe 6 qui est remplacée par une extrémité rectangulaire de section identique à celle de la partie courante 5 et, d'autre part, avec une pale P2, également identique en tous 1 31 525~

1 points à la pale 1 sauf en ce qui concerne l'extrémité
courbe 6 qui est remplacée par une extrémité de forme en plan identique, mais non incurvée vers le bas. Ainsi, les essais comparant les pales 1 et P1 permettent de déterminer l'influenCe combinée de la courbure de l'extrémité 6 et du bord d'attaque parabolique 14, tandis que les essais comparant les pales 1 et P2 permettent de déterminer l'influence de la seule courbure de l'extrémité 6.

La figure 10 montre les résultats d'essais en souf~lerie donnant les gains de puissance~G (en ~) en fonction de la portance réduite Czm, calculée comme étant égale à
l'expression 3T , dans 1 ~bCRU~
laquelle :
. ~ est la poussée du rotor auquel appartient la pale ;
. f est la masse volumique de l'air ;
. b est le nombre de pales du ro~or ;
. C est la corde de la pale ;
. R est le rayon àe la pale et . U ia vitesse périphérique de pale.

Cette portance réduite de pale correspond à la charge moyenne par pale et est parfois exprimée sous la forme américaine 6 CT.
Sur cette figure 10, la courbe 20 correspond à la comparaison des pales 1 et P1 et la courbe 21 correspond à
la comparaison des pales 1 et P2. On voit ainsi que, en vol stationnaire, la courbure de llextrémité 6 produit à elle seule un gain de puissance de 3 à 4% (courbe 21), alors que la combinaison de la courbure de l'extrémité 6 et du bord dlattaque parabolique 14 permet un gain de 5 à 6~ (courbe 20).

1~ 1315~-59 1 Les schémas a à e de la figure 11 et les schémas a à c de la figure 12 illustrent les avantages de la pale 1 conforme à l'invention, par rapport aux pales P1 et P2 définies ci-dessus, dans une configuration de vol d'avancement rapide (paramètre d'avancement égal à 0,355 associé à un nombre de Mach périphérique d'entralnement du rotor égal à
o,64) pour un coefficient de portance réduite Czm = o,468 (CT = 0,078).
Les schémas de la figure 11 donnent les nombres de Mach locaux maximaux MM calculés sur l'extrados en fonction de la distance r à l'axe X-X du rotor (rapportée à l'envergure totale R) pour différents azimuts ~. Ces schémas montrent l'influence de la pale P2 (forme en plan de la pale 1) pour réduire sur presque tout le secteur de la pale avançante, et de facon significative, les nombres de Mach locaux maximaux en ex~rémité de pale. Ils montrent également tout l'intérêt de la pale 1, en pzrticulier après l'azimut 120, pour maintenir des survitesse~ faibles à l'extrados de l'extrémi-té, tandis que la pale P2 n'est alors pas beaucoup plus performante que la pale P1.

Les schémas de la figure 12 présentent l'évolution des coefficients de portance Cz calculés en fonction de l'azimut respectivement dans la zone des pales comprise entre les valeurs d'envergure 0,5 R et R (schéma a), 0,75 R et R
(schéma b) et 0,9 R et R. Ces schémas montrent que la courbure conforme à l'invention permet en fait de décharger l'extrémité de pale 6 après l'azimut 90, dans un secteur où
les conditions de fonctionnement sont en général les plus sévères. La légère augmentation de portance que ces extrémités subissent avant l'azimut 90 n'est pratiquement pas pénalisante, puisque l'on se trouve dans un secteur azimutal où les effets instationnaires dus à un nombre de ach incident croissant sont particulièrement favorables pour retarder l'apparition des ondes de choc.

1 3 1 525q 1 Les schémas a et b de la figure 13 illustrent les moments de torsion calculés CM en fonction de l'azimut ~ respecti-vement dans la zone 0,75 R-R et 0,9 R-R. Ces schémas montrent que la courbure continue de l'extrémité 6 selon l'invention permet de rester à un niveau de moment de torsion très comparable à ce qu'il est sur une pale rectangulaire P1, c'est-à-dire à un niveau d'effort de commande des pales nettement inférieur à celui qu'on aurait par une simple mise en flèche de l'extrémité de pale. On notera aussi la possibilité des extrémités courbes 6 de l'invention d'avoir de.s moments cabreurs (CM > O) autour de l'azimut 90~, qui permettent de réduire, par effet de dévrillage de la pale, les zones de portance négatives en extrémité de pale.

15 Sur la figure 14, on a représenté des courbes 22 et 23 représentant le gain de puissance QG (en %) en fonction du paramètre d'avancementJ~, défini comme le rapport de la vitesse d'avancement de l'aéronef sur la vitesse périphéri-que du rotor. La courbe 22 donne le résultat de la comparaison des pales 1 et P1, et la courbe 23 celui de la comparaison des pales 1 et P2. Ces courbes illustrent des gains de puissance de la pale 1 croissant rapidement avec ledit paramètre d'avancementJ~. 3 l 31 525q 1 from blade to the extreme edge of said end, so that it follows a curvature such that its upper surface is convex and its lower surface is concave.

Thus, in the blade according to the invention, the end is not bent around a cord on part of his span, but on the contrary is gradually curved down across its span. Tests in wind tunnel have shown that this continuous bending is favorable both in hover and in flight advancement. In hover, compared to a blade having a straight and rectangular end, the blade according to the invention allows, at equal weight of the aircraft, a power gain of at least 5p.

Likewise, in cruise and high speed flight, by compared to this same blade with a straight end and rectangular, the blade according to the invention provides, by mass and speed equal, a power gain of at least 5%.

To explain these performance gains, both in flight stationary that in forward flight, the applicants assume that an end vortex generated by a blade mainly rotates around an axis substantially orthogonal to the axis of rotation of the rotary wing, so that the speeds induced by such a vortex become substantially tangent at the curved end according to the invention of the blades and that a vortex does not more induced velocity component that is orthogonal with blades and likely to modify the incidence of these. Of course, this explanation is not put forward only as a hypothesis, the accuracy of which cannot be condition the validity of the present invention.

Preferably, the downward curvature of said end blade is at least approximately parabolic than.

1 More precisely if, in the usual way, we consider in the a longitudinal reference line which extends the along the span of the current part of the blade, the axis controlled variation of its pitch, reference line generally located between 20 and 30 ~ the length of the chord of the corresponding profile from the front and around which a blade is generally twisted helicopter, the curvature continues from the end of the blade according to the invention is advantageously obtained by given the extension of this reference line in said blade end has a parabolic appearance.

Even more specifically, if we consider a system of orthogonal axes Ox, Oy and Oz whose origin is on this pitch variation reference line at connection of said current part and said blade tip, Ox axis aligned with this line of reference of said current part and being oriented towards the outside of the blade, while the axis Oy is confused with the chord of the connection profile between said running part and said end and is oriented from the edge leading towards the trailing edge and that the Oz axis is oriented upwards, i.e. from the lower surface to the upper surface of the blade, it is advantageous that the reference line of said blade end is contained in an xOY plane passing through the axis Ox and whose trace OY in the plane yOz makes an angle ~ with the axis Oy and that in the plane xOY, the equation of said reference line of said end of pale be a function of parabolic pace in which the coefficient of the higher degree term depends of said angle ~ '.

So, not only are we communicating at said end of pale a parabolic curvature downwards, but again we give the leading edge of this end a at least substantially parabolic (at 5 1 31 525q 1 near distortions due to possible twisting). Such a parabolic shape of the leading edge has the effect of giving a gradually increasing local boom angle, but strongly, with the blade span. This arrow effect progressive allows to decrease the blade drag. Furthermore, it results from the parabolic shape of the leading edge of said blade end as the rope from that end of pale gradually decreases with wingspan, so that the wet surface is significantly reduced the blade tip, which also contributes to the reduction of local streaks. It also results in a decrease in marine vortices and therefore a decrease interactions of these with the next blade of the canopy.

We see that, by adjusting the value of the angle ~, we can optimize the blade performance in accordance with the invention tion.

Preferably, in the xoY plane, the equation of said line of reference of the blade tip is in the form:

Y = (1 - d) (1 - ~) f (~) (x) It ca expression in which:

2 ~. C is the length of the chord of the connection profile between the current part of the blade and the end part of said blade, . d is the length of the rope chosen for the profile end of the blade end part, . ~ is a coefficient defining the cord position of blade of the reference line with 0.2 ~ ~ ~ 0.3; this coefficient being usually chosen equal to 0.25;
. f (~) is a trigonometric function of the angle ~, by example equal to cos ~

6 1 31 525 ~

1. a is the env ~ re of said blade end;
. n is an exponent between 1.5 and 3 and preferably chosen equal to 2 and in this case the reference line of said blade end is a pure parabola.

The angle ~ can be between 0 to 90 and, preferably this, between 15 and 30- In addition, the span has the blade tip is less than or equal to 1.5 C, but greater than or equal to 0.5 C. Preferably, this span a is at least substantially equal to 0.8 C.

To be able to benefit from the advantages mentioned above relating to the parabolic skewing of the leading edge from said blade end, it is advantageous that the rope d of the extreme profile of said blade end either between 0.2 C and 0.6 C.

1 ~ In the case where the trailing edge of said blade end is aligned with the trailing edge of the current part of blade, the corae of said extreme profile of the blade tip is advantageously chosen equal to C. On the other hand, when this trailing edge is in arrow with respect to the trailing edge of the current part of the blade, the chord of said profile extreme is chosen at most equal to C.
As mentioned above, the blade according to the invention can be twisted in a known manner along its scale. The theoretical twist, from the attachment of attachment to the hub up to and including said end can be between -80 and -16 and be chosen from preferably equal to -12C. Said end is preferably twisted in fa ~ on identical to the current part of the blade.

1 Furthermore, the profiles of the blade according to the invention can have a relative thickness between 6% and 13 ~ and 7 preferably, between 6 ~ and 9% for said end pale.

The figures in the accompanying drawing will make it clear how the invention can be realized. In these figures, identical references denote identical elements.

Figure 1 is a schematic perspective view of a helicopter rotor blade with a blade tip in accordance with the present invention in the particular case where the coefficient ~ of the chord position of the variation axis commanded step is chosen equal to 0.25.

Figure 2 is a schematic plan view of the end of pzle according to the invention.

Figure 3 illustrates the variation of the end strings according to the invention depending on the scale.

Figure 4 illustrates the variation of the deflection angle of the leading edge of the end according to the invention in function of scale.

Figures 5 to 7 illustrate, respectively in projection in three orthogonal planes, the reference line of said blade end.

Figure 8 shows this reference line in its plan.

Figure 9 shows the evolution of the angle of curvature of the end according to the invention depending on the span.

Figures 10 and 14 show the test results Comparisons of the blade according to the invention with two others blades.

8 1 31 525q 1 Figures 11 to 13 give calculation results Comparisons of the blade according to the invention with two others blades.

The blade 1, according to the present invention and shown by Figure 1, is part of a rotor whose hub 2 is illustrated in a purely schematic way and of which the others blades are not shown. This rotor can rotate around an axis XX. It includes articulation organs and blade retention and particularly a joint change of pitch for each blade around an axedit of controlled variation of the pitch.

The blade 1 has a clip 3 provided with means 4 for its attachment to said hub 2, a running part 5 extending giant heel heel 3 outwards and part end 6 according to the invention and fitted to the end of the main part 5 opposite the attachment 3.

The main part 5 of the blade 1, which represents the most great length thereof, has a straight section substantially identical all along said part current and corresponding to a profile 7 whose chord 8 has a constant length C but could also be endowed of an evolving rope of variable length, the length of the chord of the connection section having a value c and / or evolving profiles in shape and / or thickness relative.

Along the current part 5 of the blade 1 is defined a reference line merged with the variation axis controlled from the blade in pitch in the hub 2.

In the example of figure 1 this reference line is located at 25% of the chosen constant length c of the rope 8 from the leading edge.

1 In addition, in the usual way, the current part 5 of the blade 1 can be twisted longitudinally around, for example from the reference line 11.

The blade 1 has a total span equal to ~ and, by example, the blade tip 6 starts at a distance which, measured from the axis XX, is of the order of 0, g4 R, the span a of this blade end 6 then being around 0.06 R.

The blade end 6 is connected to the end exterior of the main part 5 along a section line 12, identical to a cross section of the extreme profile of the current part 5 and therefore corresponding to a profile 7 of which the cord 8 has a length C. At its end opposite to the main part 5, the blade end 6 is delimited by an extreme profile 13 smaller and lower than the profile of the straight section 12. Indeed, in this blade end 6, on the one hand, the leading edge 14 is bends and approaches the trailing edge 15 while moving outwards and, on the other hand, a curvature is provided on the underside of said blade.

FIG. 2 shows the shape of the end of blade 6, when the latter is projected onto the plane nant, before twisting of the blade, the leading edge 9, the trailing edge 10 and the reference line 11. The points of leading edge and trailing edge of profile 12, which found respectively at the junction of the leading edges 9 and 14 and at the junction of the trailing edges 10 and 15, there are respectively designated by A and B. The edge points leading and trailing edge of the extreme profile 13 are 3 respectively designated by D and E. In addition, we designated by 0 the meeting point between line 11 and rope 8 of profile 12 and, by reference 16, the curved line which represents the geometrical place of the points 17 located, on . .

1 31 525q the strings of the profiles 18 of the end 6, at a distance of 25%
leading edge 14 (this distance being reported ~ the length said strings ~. Curved line 16 extends line 11 and cuts the chord of the extreme profile 13 at F. The point F projects at G
on the chord 8 of the profile 12, in projection parallel to the lines 9, 10 and 11.

The span a of the end 6 is chosen so that:
0.5 C ~ a ~ 1.5 C, preferably a = 0.8 C
Furthermore, the recoil b from point D with respect to point A, transversely to the blade 1, is advantageously defined by:
0.4 C ~ b 5 0.8 C
Consequently, if, as shown in solid lines on the Figure 2, the trailing edge 15 of the blade end 6 is aligned with the trailing edge 10 of the running part 5, the length d of the chord of profile 13 is defined by 0.2 C ~ d ~ 0.6 C
e preference, we choose d = C

However, as shown by the dotted lines 15 'of the Figure 2, the trailing edge 15 can be arranged in flache by relative to the trailing edge 10, so that point E is then in E '. In this case, the length e of the profile cord 13 is advantageously equal to C, but the length f of the trailing edge 15 ′ is then less than the span a of the blade tip 6.

1 3 1 525 ~

1 In FIGS. 1 and 2, a system of axes has been shown.
orthogonal which originates from point 0 and of which:
- the axis Ox extends in alignment the reference line 11 outwards ;
- the axis Oy coincides with the chord 8 of the profile 12 and is oriented from leading edges 9,14 toward trailing edges 10.15;
- the axis Oz is directed upwards.

In addition, in FIG. 2, an axis Ax 'has been indicated, parallel to the Ox axis and also oriented outwards.

In the Ax 'axis system, Ay, the leading edge line 14 of the end 6 2 for example for equation, that of the parable in the particular case where n = 2 and that = 0.25, a _ 0.8 c, b = 2 c and d = c Y = 2 ~ x '~ 2 C 3 ~ 0.8C) This then results:
- that the cord c of the profiles 18 of the end 6 follows the 0 parabolic law:
c = 1 - 2 ~ x '2 C 3 ~ 0 ~

- and that the angle of arrow ~ of the leading edge 14 is given by ~ = arc tg 5 / x '~
J
In FIGS. 3 and 4, respectively, in function of the span a of the end 6 (referred to the chord C of profiles 7) the evolution of chord c of profiles 18 (in case the trailing edge 15 is aligned with the trailing edge 10) and the evolution of the angle of arrow ~ of the leading edge 14. This last angle varies by value ~ o null at point A at a value ~ a, for example ~ the of around 60, at point D.

1 In FIGS. 5 to 7, line 16 is shown, respectively in the xOz, yOz, xOy planes. As we can see it, this line 16 is contained in an xOY plane, making an angle ~ with the axis Oy (see also the figure 8).

In FIGS. 5 to 8, the different points have been indicated A, B, D, E, F and G of figure 2 or their projection in the system of axes Ox, y, z, as well as the projection, parallel-ment to the Ox axis, from point F on the OY axis, defined as the trace of the xOY plane in the yOz plane.

As can be seen in Figure 5, the upper surface 6e and the lower surface 5i of the end 6 are curved and respective-mentally convex and concave.

If the leading edge line 14 has the equation given to As an example above, line 16 has the equation:
1) z = - tF ~ ~ x ~ 2 in the xOz plane (see Figure 5) 2) v = 1 ~ x ~ 2 in the xOy plane (see Figure 7); and ~ 2 \ 0.8q 3) Y = 1 / ~ 2 in the xOY plane (see Figure 8).
C 2cos ~ ~ G, & CJ

If we trace the evolution of the angle of curvature of the line 16 in the xOz plane as a function of the span a (referred to C), we obtain a curve whose shape is illustrated in figure 9.

To be able to judge the performance of blade 1 according to the invention described above, tests were carried out comparison, on the one hand with a P1 blade identical in all points at blade 1 except for the end curve 6 which is replaced by a rectangular end identical section to that of the current part 5 and, on the other hand, with a P2 blade, also identical in all 1 31 525 ~

1 points to blade 1 except for the end curve 6 which is replaced by a shaped end in identical plane, but not curved downwards. So the tests comparing blades 1 and P1 make it possible to determine the combined influence of the curvature of the end 6 and the parabolic leading edge 14 while testing comparing blades 1 and P2 make it possible to determine the influence of the curvature of the end only 6.

Figure 10 shows the wind tunnel test results giving the power gains ~ G (in ~) depending on the reduced lift Czm, calculated as being equal to the expression 3T, in 1 ~ bCRU ~
which :
. ~ is the thrust of the rotor to which the blade belongs;
. f is the density of air;
. b is the number of blades of the ro ~ or;
. C is the chord of the blade;
. R is the radius of the blade and . U ia peripheral blade speed.

This reduced blade lift corresponds to the load average per blade and is sometimes expressed as American 6 CT.
In this figure 10, the curve 20 corresponds to the comparison of blades 1 and P1 and curve 21 corresponds to comparison of blades 1 and P2. We can see that in flight stationary, the curvature of the end 6 produced at it only a power gain of 3 to 4% (curve 21), while the combination of the curvature of the end 6 and the edge parabolic attack 14 allows a gain of 5 to 6 ~ (curve 20).

1 ~ 1315 ~ -59 1 Diagrams a to e of figure 11 and diagrams a to c of FIG. 12 illustrates the advantages of the blade 1 conforming to the invention, with respect to the blades P1 and P2 defined above, in a forward flight configuration fast (advancement parameter equal to 0.355 associated with a number of peripheral Mach of rotor entrainment equal to o, 64) for a reduced lift coefficient Czm = o, 468 (CT = 0.078).
The diagrams in Figure 11 give the Mach numbers maximum localities MM calculated on the upper surface as a function of the distance r to the axis XX of the rotor (relative to the span total R) for different azimuths ~. These diagrams show the influence of the blade P2 (plane shape of the blade 1) for reduce over almost the entire area of the advancing blade, and significantly, the maximum local Mach numbers in ex ~ remitted blade. They also show all the interest of blade 1, in particular after azimuth 120, for maintain overspeeds ~ low on the upper surface of the tee, while the blade P2 is not much more more efficient than the P1 blade.

The diagrams in Figure 12 show the evolution of lift coefficients Cz calculated as a function of the azimuth respectively in the area of the blades between the span values 0.5 R and R (diagram a), 0.75 R and R
(diagram b) and 0.9 R and R. These diagrams show that the curvature according to the invention allows in fact to discharge the blade tip 6 after the azimuth 90, in a sector where the operating conditions are generally the most severe. The slight increase in lift that these ends undergo before azimuth 90 is practically not penalizing, since we are in an area azimuthal where the unsteady effects due to a number of ach increasing incident are particularly favorable to delay the onset of shock waves.

1 3 1 525q 1 Diagrams a and b of figure 13 illustrate the moments of torsion calculated CM as a function of the azimuth ~ respecti-in the 0.75 RR and 0.9 RR zone. These diagrams show that the curvature continues from the end 6 along the invention makes it possible to remain at a moment level of twist very comparable to what it is on a blade rectangular P1, i.e. at an effort level of blades command significantly lower than we would have by a simple arrowing of the blade end. We also note the possibility of curved ends 6 of the invention of having nose-up moments (CM> O) around the azimuth 90 ~, which reduce, by effect of deflection of the blade, the negative lift zones in blade tip.

In FIG. 14, curves 22 and 23 are shown.
representing the HQ power gain (in%) as a function of advancement parameter J ~, defined as the ratio of the forward speed of the aircraft on the peripheral speed than the rotor. Curve 22 gives the result of the comparison of blades 1 and P1, and curve 23 that of comparison of blades 1 and P2. These curves illustrate blade 1 rapidly increasing power gains with said advancement parameter J ~.

Claims

1- Blade for rotary wing of aircraft comprising a fastener (3) for attachment to a hub (2), a running part (5) having a leading edge (9) and a trailing edge (10) and the profile (7) has a rope (8) of constant or evolving length (c), and one end (6) whose span is less than 10% of the total span of the blade, which extends said running part (5) outwards and the leading edge (14) extends backwards the leading edge (9) of said main part (5), said end (6) being of more inclined downwards, characterized in that the downward inclination of said blade end (6) extends over the entire span (a) of this end and is continuous from the fitting (12) with the current part blade (5) to the extreme edge (13) of said end (6) so that it follows a curvature such as its upper surface is convex and its lower surface is concave; the curvature towards the bottom of said blade end being at least approximately parabolic, the extension (16) in said end (6) of a reference line (11) of the current part (5) combined with the variation axis controlled by the pitch of said blade, having a shape substantially parabolic, related to a system of axes orthogonal Ox, Oy and Oz, whose origin 0 is at connection of the reference line (11) of said part current of blade (5) and the reference line (16) of said blade end (6), the axis Ox being aligned with the reference line (11) of said current part (5) and being oriented towards the outside of the blade, while the axis Oy is merged with the rope (8) of the profile (12) connecting between said main part (5) and said end (6) and is oriented from the leading edge (9,14) to the trailing edge (10,15) and that the Oz axis is oriented upwards, i.e.
the lower surface towards the upper surface of the blade, so that said reference line (16) of said blade end (6) either contained in a plane xOY passing through the axis Ox and whose trace OY in the plane yOz makes an angle? with the Oy axis and in that, in the xOY plane, the equation of said line of referenced (16) from said blade end is a function of parabolic shape in which the coefficient of the term of higher degree depends on said angle?

2- Blade according to claim 1, characterized in that, in the xOY plane, the equation of said reference line (16) of the blade end (6) is of the form:
? = (1 -?) (1 - .alpha.) F (?) (?) N

expression in which:

C is the length of the profile chord (7) from the end of the current part of the blade (5), d is the length of the rope chosen for the extreme profile blade tip (6) is the position in blade chord of the reference line in said blade end (6) f (?) is a trigonometric function of the angle?, a is the span of said blade end (6) and, n is an exponent between 1.5 and 3.

3- Blade according to claim 2, characterized in that the reference line (16) of said blade tip (6) is a pure parabola, the value of n then being chosen equal to 2.

4- Blade according to claim 2, characterized in that the angle? is between 0 and 90 °.

5- Blade according to claim 4, characterized in that the angle? is between 15 ° and 30 °.

6- Blade according to claim 2, characterized in that the span a of the blade tip (6) is less than or equal to 1.5 C, but greater than or equal at 0.5 C.

7- Blade according to claim 6, characterized in that the span a of the blade tip (6) is at least substantially equal to 0.8 C.

8- Blade according to claim 2, characterized in that the chord d of the extreme profile (13) of said blade end (6) is between 0.2 C and 0.6 vs.

9- Blade according to claim 8, wherein the trailing edge (15) of said blade end (6) is aligned with the edge leakage (10) of said current blade part (5), characterized in that the chord d of the extreme profile (13) of blade tip (6) is equal to?.

10- Blade according to claim 8, wherein the trailing edge (15) of said blade end (6) is angled towards the rear relative to the trailing edge (10) of the part blade current (5), characterized in that the chord d of extreme profile (13) of the blade end (6) is at most equal to ?.