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2021-02-15 07:02:15|
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发明背景
相关申请的交叉参考
本申请要求于2018年12月8日提交的美国专利申请第16/214,063号和于2018年4月25日提交的美国临时专利申请第62/662,652号的优先权益；所述临时专利申请的全部内容特此通过引用并入本文。
本发明涉及实现城市空中交通、城市空中货物递送和安静的地域性空中运输的超静音螺旋桨和旋翼系统。
背景技术：
自2007年首次电动飞机研讨会在旧金山举行以来，对实际电力供电飞行的可能性的认识日益增长。这种可能性在2011年随着对由google赞助的nasa绿色飞行挑战赛的优胜者授予的航空业有史以来最大的奖金而得以公开展示，其间4座电池供电的飞机在107mph下不间断地飞行了将近200英里，同时实现每加仑403.5乘客英里的等效值。自那时以来，更先进的能量存储装置和无人驾驶电动汽车的发展连同在运输中的不断恶化的地面交通堵塞开启了对新型高接近度航空的新领域，其中超静音电力供电螺旋桨和旋翼飞机可提供跨城市超级都市区往返于小型飞机场的低于200英里的航程，小型飞机场具有与人们居住和工作之处的高接近度。社区机场噪声耐量的很多调查研究表明，这些飞机将需要极其安静的推进系统，以使社区可接受。在关于超静音推进的这个新领域中存在非常有限的现有技术。部分地由于在大约1950年涡轮喷气发动机作为用于飞机推进的主流新方法的出现(一次深度改变航空研究计划脱离螺旋桨驱动飞机的事件)，关于静噪螺旋桨的研究的现存主体尚不完备。喷气式飞机所必需的大型机场可容易地包纳甚至最嘈杂的螺旋桨飞机的噪声，降低对静音螺旋桨研究的驱动力。
技术实现要素：
本发明目的在于超静音螺旋桨和旋翼系统，其用于在航空业中使用但不限于航空业，并且对实现城市空中交通、城市空中货物递送和安静的地域性空中运输是至关重要的。
如在本文用于描述本公开，措词“螺旋桨”应被解释为意欲也包括措词旋翼，而不考虑它的推力方向且不考虑旋翼是管道式旋翼还是开式旋翼，因为本文的发明策略可应用于并被理解为这两种装置。同样，本发明还包括螺旋桨和旋翼，其叶片形状是彼此的镜像，所以从而包括为主要顺时针旋转而设计的那些螺旋桨和旋翼以及为主要逆时针旋转而设计的那些螺旋桨和旋翼。因此，如在本文用于描述本发明的措词叶片形状和叶片角应被解释为包括镜像形状的螺旋桨和旋翼，以及如本文使用的措词旋转同样应被解释为包括在任何方向上的旋转。
从现有技术1中，我们知道螺旋桨噪声包括可归因于若干不同源的噪声。两个基本源是旋转噪声和旋涡噪声：
1)旋转噪声，其也被称为离散频率噪声，是由于由产生推力的旋转螺旋桨叶片通道引起的空气扰动而造成的。旋转噪声取决于螺旋桨rpm，并包括由于螺旋桨叶片在旋转时分开并移置空气的螺旋桨叶片厚度而造成的厚度噪声以及由于使空气加速以产生推力而引起的更显著的加载噪声。产生更大的推力会产生更大的噪声。当螺旋桨或旋翼在气流中操作时出现的额外噪声在这里作为旋转噪声被包括，气流的方向不与螺旋桨的推力轴线对齐。在飞行中，推力轴线一般与飞机的行进方向紧密地对齐，并穿过螺旋桨毂的中心、垂直于螺旋桨盘的旋转平面。使用直接驱动的非齿轮螺旋桨，推力轴线与驱动螺旋桨的电动机或发动机曲轴的旋转轴相同。旋转噪声以基于螺旋桨叶片通道的频率的倍数的谐波为特征。
2)旋涡噪声意指由于许多类型的宽带噪声，其由不是旋转噪声的部分的各种气流旋涡和不规则的流扰动而造成。旋涡噪声包括由叶片尖端旋涡、尾缘旋涡、叶片振动、在螺旋桨或旋翼叶片的翼型表面上的湍动的(非层流的)和分离的气流、以及由阵风或由尾流或压力场引起的不规则气流和空气压力扰动引起的噪声，尾流或压力场是由于在螺旋桨或旋翼附近的非流线体主体而造成。
旋涡噪声是宽带噪声的主要源。它已被定义为由在经过螺旋桨叶片的流中的旋涡的形成和摆脱产生的声音。旋涡的摆脱(其致使来自旋转螺旋桨的沿着叶片的翼型节段的宽带噪声)发生是因为存在与沿着旋转螺旋桨叶片的跨距的每个径向站位相关的不同速度。因而得到的声辐射的强度与节段速度的六次方成比例。因此，可归因于在螺旋桨尖端附近的高速度节段的旋涡噪声趋于具有最大振幅。螺旋桨叶片发展旋涡，其强度(和噪声)与它产生的推力成比例。
对飞机的推进基本上取决于使一定质量的空气加速以增加它的速度，且空气的质量乘以它的速度确定推力。在产生给定数量的推力时产生的噪声取决于它是否通过使非常大质量的空气加速到稍微更高的速度或替代地通过使非常小质量的空气加速到非常高的速度来产生。前者(例如大的缓慢旋转的风扇)是产生推力的比后者(例如涡轮风扇或喷气发动机)安静得多的方式。因此，在高接近度航空例如城市空中交通和安静的地域性空中运输(其中噪声是首要的关切事项)中，用于产生推力的选择推进方法将是针对大直径的缓慢旋转的螺旋桨。而且，所需的绝对数量的功率和推力应被最小化，以便限制噪声。噪声以db或分贝为单位进行测量。db是用于表示在对数标度上物理特性的一个值与另一值之比的测量单位。以db为单位的噪声根据下面的公式与功率成比例地增加：db增加＝10×log10(p1/p2)，p1和p2分别是较高和较低功率水平。如果这个公式比较150kw的2座skytaxi与925kw的20座通勤飞机，噪声增加将是8db。这个8db的增加组合以20座飞机所固需的大得多的跑道和停机坪区域，意味着具有与乘客居住和工作之处的较小接近度的大得多的机场地块将是大型飞机所需的。这强调超静音螺旋桨和旋翼对相对低供电的飞机、即小尺寸和轻质的飞机、具有小净载重量和慢巡航速度的低曳力飞机是最有价值和相关的。当绝对数量的推力和旋转噪声为低时，因为它们对于高接近度航空的超静音飞机是必须的，旋涡噪声变成由于推进而造成的总噪声的较大比例。这意味着可降低旋涡噪声的策略对创建超静音螺旋桨变得必要。
因为旋涡噪声与叶片速度指数地相关，使叶片速度加倍将噪声增加了18db。使叶片面积加倍将噪声只增加了3db。噪声预测公式表明通过减小叶片尖端速度可最有效地降低旋涡噪声。通常，当尖端速度减小时，给定螺旋桨的推力将减小，除非它的叶片面积增加。增加叶片面积会增加叶片厚度和噪声。噪声预测公式表明用于将螺旋桨的叶片面积增加期望数量的最低噪声策略在于增加螺旋桨叶片的数量而不是增加它的现有叶片的面积。然而，当螺旋桨叶片的数量增加时，每个叶片的面积必须变得更小，以便得到总叶片面积的期望增加。当每个叶片的面积对给定叶片直径变得更小时，它的叶片翼弦(即，从叶片的前缘到尾缘的直线最短距离)和叶片厚度都变得更小。叶片面积的这个所需减小因而对多少叶片可被添加强加实际限制。当每个叶片的翼弦和厚度变得很小使得它不能安全地耐受它将在操作期间经历的结构和振动载荷时，达到该限制。叶片面积最小值也受细长叶片可给予的最大数量的提升力(即推力)所限制。螺旋桨叶片的相对细长度由它的跨距平方除以被暴露叶片面积之比确定，该比是被称为其展弦比的参数。例如在9和18之间的高展弦比的机翼和螺旋桨叶片是细长的，且比低展弦比的那些机翼和螺旋桨叶片固有地更有效。这就是为什么高展弦比的机翼被用在高性能滑翔机和长距离飞机上的原因。因为高展弦比螺旋桨叶片是更有效的，它们是用于为高接近度航空的小飞机产生相对小的数量的推力的最静音设计。为了最大限度地静音，这些高展弦比螺旋桨叶片必须具有增加它们的刚度并减弱振动和旋涡噪声的设计特征，否则振动和旋涡噪声可能伤害这样的细长叶片。示例性螺旋桨可以具有9、10、11、12、13、14、15、16、17和18的展弦比以及在所列出的展弦比之间并包括所列出的展弦比的任何范围展弦比。
在多叶片螺旋桨上的几个叶片之间分配推力载荷减小了在每个叶片上的载荷。这连同在低尖端速度下的操作一起有助于减小对在螺旋桨叶片的根部分中的结构厚度的需要，螺旋桨叶片在根部分处连接中心毂。这被称为螺旋桨叶片颈部。因为所有翼型具有与它们的翼弦成比例的厚度，所以结构厚度的这种减小有助于使具有在颈部附近的减小的翼弦的螺旋桨叶片的使用成为可能。这样的细长叶片的颈部必须仍然能够耐受在起飞时在最大推力产生期间出现的弯曲载荷。在那些弯曲载荷不被额外的振动载荷增加的理想超静音高展弦比叶片的设计中必须慎重。减弱或避免螺旋桨叶片振动的常规方法是使叶片变得更厚并具有较大的翼弦。在常规高rpm螺旋桨中，相对高的推力和离心载荷固有地要求更大的叶片厚度，其趋于限制振动。然而，该策略引起螺旋桨的重量和厚度噪声的非期望增加。实现高展弦比螺旋桨叶片的效率和超低噪声益处同时仍然控制振动和弯曲载荷需要创新的新方法，其不是通过叶片的一般加厚。
螺旋桨叶片振动的主题值得特别讨论：在螺旋桨叶片中的振动的激发源可能是下列项中的任一者：
穿过不一致的流入速度的流管的叶片例如通过附近机身、同轴流线型旋转器或机舱的存在或通过在螺旋桨盘附近的机翼前缘的“阴影”由流入的空气在它的旋转的某些时钟小时处的诱导减慢引起。这些非流线体主体影响可能在螺旋桨盘的前部或尾部，这取决于它是牵引式还是推进式螺旋桨。
螺旋桨叶片的翼弦线相对于空气入流的方向的角称为它的冲角。在沿着螺旋桨叶片的每个径向位置处的空气入流的方向主要是飞机正在赖以飞行的螺旋桨的rpm和飞机的前向速度的函数。实际空气入流方向由在螺旋桨叶片本身前面的气流的诱导上洗以及由在螺旋桨附近的非流线体主体例如中心旋转器、机舱或机翼所引起的气流的局部减慢改变。螺旋桨的推力轴线，如果它在除了零度的理想角度(即直前)以外的角度下穿过空气入流的流管，使它的螺旋桨叶片在它们的旋转的每个时钟小时处经历不同的冲角。叶片的这样的不同冲角在飞机的离位俯仰角或偏航角期间出现。当叶片经历每次旋转的时钟小时时，这些不同的冲角在叶片上赋予不同数量的升力和推力，引起在叶片上的载荷的循环增加和减小。这个循环加载倾向于将有节奏的摇摆运动传递到叶片，摇摆运动的频率由螺旋桨的旋转速度确定。可能存在某些螺旋桨旋转速度，有节奏的运动的频率在这些速度下匹配叶片的共振振动频率，在这种情况下可能出现振动的振幅的不稳定、自增强的增加(具有可能破坏性的后果的事件)。这样的共振振动也增加噪声。对此的一个有帮助的补救办法是用全部副翼进行起飞，以便在爬升期间减小飞机的俯仰角，并从而保持螺旋桨空气入流与它的推力轴线更紧密地对齐。可选地或组合地，伺服机构控制的、装有万向接头的电动机支架可用于在起飞和爬升期间使螺旋桨推力轴线与螺旋桨空气入流对齐。在倾斜机翼飞机上使用类似的策略。
从除了零度以外的入流角遇到瞬时阵风的叶片或叶片的一部分可能增加螺旋桨噪声。这可能甚至在地面上的静态操作期间出现。
从摇摆发动机功率脉冲或螺旋桨叶片、发动机、电动机或机舱的不平衡或从它们在弹性橡胶支架上到飞机结构的运动接收刺激性振动的叶片可能增加螺旋桨噪声。用平稳运转的电动机来最小化这样的振动。
叶片可能由于不足够的刚度而振动。通常，如果叶片可通过坚硬材料和坚固叶片形状的使用来保持极其硬，则振动将减小。坚固的叶片形状通常需要叶片的翼型具有较大的厚度与翼弦比。可以通过下面的策略来实现使螺旋桨叶片结构的振动和共振最小化：
增加叶片共振频率
移除或最小化激发源
减少激发源
减小叶片共振频率
使用在叶片、毂和/或电动机的支架中的振动动态吸收器
使用在螺旋桨叶片内部的自阻尼材料(例如芳族聚酰胺纤维)
减少在共振频率处的时间(例如调用被禁止的速度范围)
使用正确的反相振动作为系统的输入
设计在适当的间隔处、沿翼展方向、沿着螺旋桨叶片的额外刚度，以便防止或减小共振振动
使用碳和芳族聚酰胺纤维以布置成得到最大叶片刚度和振动阻尼的图案、取向和编织来构建叶片。
多个研究报告2,3,4已发现在测得和预测的螺旋桨噪声之间的难以解释的不一致，其中测得的噪声一般超过预测的噪声。对这种不匹配的一个可能的解释是，由于螺旋桨叶片振动而造成的噪声没有被充分考虑。另一可能的解释是，由于螺旋桨叶片尖端旋涡而造成的噪声或由于在螺旋桨叶片上的非层流、湍动和分离的气流而造成的噪声没有被充分考虑。在超静音推进中的有效和全面的突破必须消除来自所有这些潜在源的螺旋桨噪声。
足够静音以在非常小的高接近度邻近小型飞机场处操作的未来的电力供电的“skytaxi”飞机将需要专用螺旋桨，其首要的设计目标必须是降噪。并非针对有效的循航飞行优化螺旋桨(如一般对常规飞机螺旋桨所做的)，超静音skytaxi螺旋桨必须针对最小噪声排放在起飞和初始爬行的高推力操作期间被优化。skytaxi只在起飞和初始爬行期间足够接近人们居住和工作的区域，以致它的噪声排放是重要的。由于在起飞期间的较慢的空速、高推力和飞机的特有的机头上仰俯仰姿态，这个设计优先项对螺旋桨设计强加新的约束。本发明的目的是用组合降噪创新的综合解决方案满足所有这些约束。约束可被识别如下：
机场噪声的科学调查5以及在静音区域中的联邦噪声限制6指示未来的静音skytaxi飞机将需要保持它们的噪声排放在小型机场周边围栏(可能小于40米(132英尺)的离飞机的一段边线距离)处低于大约48dba。实现这样的极其低的噪声排放将需要具有若干专业化特征的组合的新类型的螺旋桨。这些特征将包括具有高刚度的若干叶片，每个叶片具有灵敏调整的叶片扭转角、非常低的尖端速度、低盘载荷、理想的沿翼展方向的翼型选择、理想推力分布和高展弦比。为了超静音，skytaxi螺旋桨叶片必须足够硬以抵抗会产生噪声或摆动或共振的叶片振动。此外，从螺旋桨发出的任何旋涡特别是尖端旋涡的大小和强度必须被最小化，以便降低噪声。在一个实施方案中，由离位叶片冲角引起的螺旋桨噪声(不管是由于阵风、离位空速还是离轴空气入流角)也必须尽可能多地被最小化。
与其他推进源比较，电动机的低正面面积提供非常流线型的电动机舱的使用，其电动机舱结合流线型轴向旋转器可极大地减小气流的“减慢”的大区域的尺寸，这些区域一般出现在活塞式发动机的宽机舱或整流罩的前面。具有电动推进的这个低正面面积允许用于增强螺旋桨叶片的最里面的部分的性能的机会，最里面的部分是在对大机舱的现有设计中很多拖曳、旋涡和噪声将从其起源的位置。在本发明中与其他组合的该增强可帮助实现在超低噪声推进中的新成就。
高接近度航空的螺旋桨的极其尖锐的噪声约束构成对螺旋桨设计的新领域(要求综合方法以便成功的一个领域)。因此，本发明的示例性实施方案的本质是组合螺旋桨设计创新与设计和操作的策略，所述设计和操作一起包括将最大限度地降低在起飞期间的螺旋桨噪声的完整方法。这些创新和策略在关于接下来的螺旋桨设计和术语的章节之后被最好地呈现。
对本发明中的创新的理解需要相关螺旋桨术语和空气动力学的简要回顾：
相关螺旋桨术语和空气动力学：
翼型形状的机翼当穿过空气以适当的角度移动时产生气动力。垂直于运动方向的这个力的分量被称为升力，而平行于运动方向的分量被称为曳力。以这种方式产生升力的机翼通过基本上向下抛空气来这么做，逆着向下方向根据牛顿物理学与反作用力相等且相反的作用力是传递到机翼的升力。产生推力的螺旋桨叶片类似于机翼，因为它也抛空气，以便产生赋予叶片的推力的相反的反作用力。
当机翼或螺旋桨叶片的翼型形状穿过一定质量的空气移动时，空气被引导以在翼型的弯曲表面周围移动。从前到后的翼型的宽度被称为它的翼弦。翼弦是将翼型的正面连接到它的后缘的假想直线的距离。翼型的正面被称为它的前缘。翼型的后缘被称为它的尾缘。翼型的顶表面或上表面一般是弯曲的或弧形的，具有向上凸的形状。该同一翼型的底表面或下表面一般是扁平的或比上表面较为不凸，且通常具有向下凸的形状。中弧线是穿过在翼型的上表面和下表面之间半途的所有点绘制的线。中弧线用作翼型可产生多少升力的相对指标。中弧线位于翼弦线之上越多，翼型将倾向于针对给定冲角产生的升力就越大。对称翼型是一种翼型，其上表面和下表面在形状上是相同的且离翼弦线是等距的，使它们成为彼此的镜像。对称翼型的中弧线因此是与它的翼弦线重合的直线。对称翼型因此可被认为具有零净曲率。在上表面上的更大的曲率意味着翼型引导空气来首先向上且然后向下相对于翼型的运动方向移动。这在空气流经翼型的尾缘时将稍微向下的角赋予空气。气流的这个向下的角取决于几个因素，但主要取决于翼型的中弧线和它相对于空气入流的方向的倾斜角。翼弦线的这个倾斜角被称为冲角或阿尔法(α)。相对于机翼、翼型和螺旋桨的其他角是：偏航角：该角绕着机翼的垂直轴或推力轴线(如果对于螺旋桨叶片翼型)并在翼弦线和翼型的运动方向之间进行测量；飞机机翼的掠角：该角位于从跟部到尖端的直线和垂直于飞机的纵轴的第二沿翼展方向的直线之间，跟部到尖端的点都位于机翼前缘的尾部一段距离处，该距离是总局部翼弦距离的25％；贝塔(β)角：该角一般在叶片翼弦线和螺旋桨盘的假想平面之间的沿着螺旋桨叶片的跨距的每个点处减小；
螺旋桨叶片的掠角是需要特定的定义在本文被使用的特殊情况。它被测量为在某一假想直线和第二假想直线之间的角，所述某一假想直线在螺旋桨盘的平面中从螺旋桨推力轴线径向向外被绘制并穿过在0.75r叶片站位处的叶片翼型的中心点，并且所述第二假想直线从在0.75r叶片站位处的叶片翼型的同一中心点和叶片尖端的中心点被绘制。
常规螺旋桨或旋翼包括连接到中心毂的两个或更多个叶片。毂在轴上旋转，该轴的轴线与螺旋桨的推力轴线同轴。这个轴直接由发动机或电动机或通过例如齿轮箱或皮带和滑轮系统的装置来驱动，该装置相对于发动机或电动机旋转速度减小螺旋桨旋转速度。螺旋桨可在可变的每分钟转数或rpm下操作，且这些rpm连同飞机的前向空速一起确定在沿着它们的叶片的每个沿翼展方向的站位处的空速的方向和大小。通常，较低的rpm产生较低的螺旋桨噪声。
螺旋桨在它们被安装于的飞机的前向速度下前进，且它们的叶片沿着由它们的每分钟转数的矢量和以及飞机的前向速度确定的螺旋状路径向前行进。在螺旋桨轴的一个完整的360°旋转期间通过在螺旋桨叶片上的任何点在理论上穿过材料的实心块行进的前向距离被称为螺旋桨的桨距。在正常操作中，由于滑动，在一个完整的360°旋转期间行进的螺旋桨叶片的前向距离将比螺旋桨的理论几何桨距短一些。
在毂内部且最接近在毂的中心处的推力轴线的螺旋桨叶片的部分被称为叶片的跟部，并且最远离毂的叶片的最外面的末端被称为叶片的尖端。叶片的颈部是刚好在毂外部的内侧部分。
如本文使用的外侧指最接近尖端的沿着螺旋桨叶片的相对位置。如本文使用的内侧指更接近叶片的跟部的沿着螺旋桨叶片的相对位置。
被取为穿过叶片并垂直于假想螺旋桨盘的沿翼弦方向的切片的在沿着螺旋桨叶片的任何叶片站位处的横截面一般将揭示翼型的形状。见图8和图12，其描绘分别对于顺时针和逆时针旋转的情况的叶片翼型和沿着叶片的角，这些旋转是由观察者从螺旋桨盘后面的有利点看到的那些旋转。
在沿着叶片的每个站位处的翼型将具有为两个足够的结构强度设计的形状，且以便产生理想数量的局部升力。在沿着叶片的每个站位处的翼型也将具有特定的叶片角(贝塔或β)，其相对于螺旋桨盘的平面进行测量且主要由上面定义的螺旋桨桨距确定。然而，在每个叶片站位处的β的确切理想值也由如下所述的几个其他因素确定。
螺旋桨叶片在技术上由沿着它的跨距连续地改变的翼型形状组成。然而更实际地，叶片的实际形状由适合于它们的沿翼展方向的位置的有限数量的谨慎选择的翼型形状的平稳混合一起定义。在叶片的颈部附近的翼型一般比在中间跨距处或在尖端附近使用的那些翼型厚得多，因为弯曲载荷在颈部处大得多。在颈部附近的翼型也比更靠外侧的那些翼型具有更大的β角。
在沿着螺旋桨叶片的跨距的每个站位处的翼型的翼弦长度是关键设计参数，且它一般随着叶片的半径r的总长度按比例调整。螺旋桨叶片的被暴露展弦比可被定义为它的被暴露叶片半径平方除以被暴露叶片的平面图面积，其被称为被暴露叶片面积。术语“被暴露叶片”指在中心流线型旋转器的外部的叶片的部分，该旋转器围住中心毂。术语“平面图”意指2维形状的顶视图，并且术语“平面图面积”意指未扭转的叶片的平面图的表面积。
通常，展弦比描绘螺旋桨叶片是多么细长。螺旋桨叶片的活动因子是基本上由数学积分确定的类似参数，其通过计算它的局部翼弦与在沿着叶片的每个半径处的局部半径之比的和来量化叶片吸收功率的能力。具有高活动因子的叶片具有较宽的翼弦，且可吸收更多的功率。超静音螺旋桨叶片将是低活动因子的“细长的”高展弦比叶片。
一些螺旋桨具有零掠角的叶片，叶片在每个沿翼展方向的站位处的50％的翼弦位置与从螺旋桨叶片的在毂中的圆柱形根部的轴中心向外绘制的沿翼展方向的径向假想直线对齐。其他螺旋桨使用翼弦大部分在沿翼展方向的径向线的前部或尾部的叶片，其从而分别创建叶片的向前或向后摆动范围。非零掠角趋于促进不需要的沿翼展方向的气流并减少沿翼弦方向的气流。有意义的升力或推力只由气流的沿翼展方向的分量创建，且沿翼展方向的气流因此代表浪费的能量。这通常意味着使沿翼弦方向的气流最大化的叶片将具有较大的效率和较低的噪声。
沿着非扫掠轴对称螺旋桨叶片使用的不同翼型的表面一般平稳地混合在一起。螺旋桨叶片的在毂内部的圆柱形根部的轴向中心是毂所绕着的轴线，如果它是可控桨距毂则可旋转螺旋桨叶片以改变它的桨距。该轴线将通常穿过在中央点(中心点)处的轴对称螺旋桨叶片的每个翼型，中央点位于在从翼型的上表面到它的下表面半途的在翼型的50％翼弦位置处的点的交叉处。然而，根据在相邻翼型之间的形状转变，如果通过计算流体动力学(cfd)软件工具进行的分析指示这样的改变对降低噪声或沿翼展方向的流将是有益的，则这个交叉点可以稍微不同于这个中心点。对于在图8和图11中在本发明的优选实施方案中描绘的每个翼型，这个中心点被示为+符号。
沿着螺旋桨叶片的每个翼型具有主要由翼型的翼弦和局部气流的速度确定的操作雷诺数。翼型的雷诺数是无量纲的，且由下面的等式定义：rn＝cv/v，其中rn是雷诺数，c是翼型的翼弦长度，v是翼型的在叶片上的沿翼展方向的位置处的相对于叶片的气流速度或空速，以及显著的nu是空气的运动粘度。实际上，在标准海平面空气密度处的公式是rn＝9354*以英尺为单位的翼弦*以mph为单位的局部叶片螺旋空速。螺旋桨的标称雷诺数照惯例被规定为出现在四分之三跨距或在叶片上的r/r＝0.75的位置处，其也是0.75r叶片站位。翼型性能从升力和曳力方面来说实质上根据翼型的雷诺数而改变。因此，叶片的翼弦和叶片穿过空气移动得多么快确定叶片的性能。通常，当雷诺数上升到500,000之上时，叶片翼型性能从升力和曳力系数方面来说实质上提高了。这个事实有利于在较高rpm下操作的相对大的翼弦的螺旋桨叶片的性能，并对超静音螺旋桨提出必须具有在非常低的rpm下操作的小翼弦的细长叶片的设计挑战，其中雷诺数在0.75r叶片站位处完全低于750,000，例如不大于大约600,000、不大于500,000、大约250,000或更大以及在所提供的值之间和包括所提供的值的任何范围。因此，超静音螺旋桨可利用特别设计成在较低的雷诺数处操作的翼型，该雷诺数在0.75r叶片站位处在150,000到750,000的范围内。
组合适当的低雷诺数翼型的选择与适当的叶片角的选择以便产生在起飞期间所必需的最大推力性能是在本发明中包括的创新中的两个。对于沿着叶片的跨距的每个站位的最佳叶片角β的选择必须考虑若干因素。这些因素包括螺旋桨的桨距、站位的翼型和它的升力系数相对于冲角特性的关系、产生所需局部推力所需要的升力系数、局部诱导空气入流速度矢量和由在螺旋桨附近的机身或机舱非流线体主体引起的气流的局部减慢。β的这个复杂选择过程由可同时考虑所有这些因素的几个螺旋桨设计软件工具中的任一个最好地执行。在本发明中，这个复杂的选择过程旨在优化在每个叶片站位处的叶片角，不是对于巡航条件而是对于在升空时涉及的空速和rpm下的最高可适用的(非失速的)局部升力系数。针对起飞条件使螺旋桨叶片角偏斜是为了降低起飞噪声起见而有意抑制巡航性能和螺旋桨效率的过程。对沿着叶片跨距的每个叶片站位的该系列叶片角β被选择以产生在起飞期间在升空速度下必要的最大推力性能，且与螺旋桨的桨距、局部翼型的升力和曳力系数与冲角特性的关系、局部诱导空气入流速度矢量和由在螺旋桨附近的机身或机舱非流线体主体引起的气流的局部关闭一致。选择该系列叶片角的优选和最准确的方法是通过计算机分析，使用螺旋桨设计软件工具(例如siemens的femap版本12和ansys的cfdenterprise和discoveryaim)，其可同时考虑所有这些因素，同时将叶片的相对推力分布调整为优选的超静音推力分布。这些β角必须不仅考虑将符合图2所示的优选超静音相对推力曲线的所需的局部推力，它们还必须被调整以最小化沿着叶片的沿翼展方向的气流。有关叶片角选择过程的进一步详情提供于段落(00115)中。在本发明中，末级叶片角(fba)如下基于标准的有限集合：54mph升空速度、650rpm和10英尺直径螺旋桨(其桨距因此是每转7.31英尺)。螺旋桨由具有沿翼展方向的一系列翼型的7个高展弦比叶片组成，翼型的fba被选择成使得在那些角下由它们的相应升力系数产生的升力和推力的和将以75kw的功率释放总共509磅推力。对这些条件达到的定义fba是针对特定的飞机，且是在图8和图12中以及在表2中在翼型的序列中示出的那些fba。注意，对于在具有336rpm和120mph的巡航条件下的同一飞机，几何桨距变成每转31.43英尺，这要求叶片角相当大地增加。叶片角的大幅增加可由可控桨距螺旋桨毂实现，可控桨距螺旋桨毂具有使每个螺旋桨叶片绕着它的长轴线旋转相同的数量并从而将叶片角改变为在适合于在巡航条件中的桨距的那些叶片角处或附近的能力。由不同制造商制造的很多不同的毂可对超静音螺旋桨实现这样的桨距变化。从前述内容中，显然针对超静音推进使用本发明的策略的每个不同的飞机将具有基于在起飞期间的它的操作条件、即所需要的升空速度、rpm、功率、推力的适当fba的有限集合。
可以表明，最小化噪声所必需的螺旋桨设计参数具有不能取消地相互关联的设计和操作限制。见图3。(rpm对fps对rn)。可在2-4座容量的超静音小skytaxis上现实地使用的最大螺旋桨直径由螺旋桨尖端离地净空、螺旋桨重量、陀螺仪和离心载荷、叶片尖端速度、诱导俯仰力矩和雷诺数的限制约束。这些约束通常将这样的螺旋桨限制到小于14英尺和大于7英尺的直径。最近的研究7,8表明，螺旋桨叶片翼型如果在100,000的雷诺数之下操作则不很好地运转。甚至在250,000的雷诺数处，翼型性能也从在rn750,000处得到的翼型性能显著降低。低噪声目标(其推动具有高展弦比的多个叶片(例如6个或7个叶片)同时在低rpm处操作并在低于180mph的空速下飞行的大直径螺旋桨的使用)意味着这些螺旋桨必须在低雷诺数处操作。这进而意味着螺旋桨应使用特别设计成在低雷诺数处操作的翼型。在图3中示出这些参数的相互作用。(rpm对fps对rn)
见图4。(翼型压力梯度)。静压力被定义为不移动的空气的压力。如果在机翼正产生升力时在沿着机翼的翼型的上表面的向前部分的点处进行空气压力测量，将发现那些局部压力低于环境静压力，这使它们通常被称为“负压力”。在其他位置处，例如在提升机翼的底表面的尾缘附近，其中由于速度而造成的动压力添加到环境静压力，局部表面压力一般高于环境静压力，这使它们通常被称为“正压力”。快速流动的空气产生局部负压力，且气流越快，局部压力就越负。因为跨越翼型的局部相对气流速度在沿着它的表面的每个点处改变，所以沿着那些表面存在所谓的“压力梯度”。在翼型在正冲角处的情况下的飞行期间，机翼的压力梯度一般由在它的前向上表面上的负压力和在上表面的后部部分附近变负的压力组成。同样，在它的下表面的前向部分上的正压力朝着下表面的后部变得较不负。在图4中描绘曲线图，其示出在5°冲角下飞行的翼型的一些典型翼型压力梯度。项“cp”指压力系数，其为比较局部压力的相对数量与自由流动压力的无量纲数。它可由下面的公式表示：
其中：
po是局部压力，
p∞是自由流静压力，
rho是局部空气密度，
并且v∞2是穿过空气的主体的速度的平方。
当分析空气想要在机翼或螺旋桨叶片上的任何位置处流动的方向时，可通常预期空气将从正压力区域朝着负压力区域流动，正如对天气系统出现一样。这个方向性在图4中由箭头示出，箭头指示不需要的沿翼展方向的流将出现在曲线图中描绘的两个相邻翼型之间。理想地，在机翼和螺旋桨叶片上的曲率应被设计成促进空气在沿翼弦的方向上而不是在沿跨距的方向上流动，因为它只是产生升力或推力的沿翼弦方向的气流。因此，沿着机翼或螺旋桨叶片的跨距并排使用的不同的翼型形状应被慎重选择并混合，使得它们的相邻表面的曲率和在它们之上流动的空气的速度不引起局部沿翼展方向的表面压力差异，其将导致不需要的沿翼展方向的空气流动。优选地使用计算流体动力学(cfd)软件工具来实现这个翼型选择过程。cfd可以对优选翼型建模并为最佳螺旋桨选择优选翼型。
螺旋桨设计中的关键要素是针对沿着叶片的每个沿翼展方向的位置选择理想翼型形状和叶片角。该选择过程由提供足够的结构和提供必要的局部推力同时也维持沿着叶片的跨距的平稳形状转变的需要推动。为了最好的效率，这样选择的翼型必须沿着叶片在“肩到肩”翼展方向上被混合，使得在沿着它们的相邻上表面和下表面的相对气流速度方面的经调整的差异将最小化沿翼展方向的气流和由其导致的产生噪声的小旋涡。这个选择过程需要cfd软件工具的使用。
这个翼型选择过程变得更难和复杂，因为叶片的局部气流速度由于在沿着叶片的接连地更靠近外侧的沿翼展方向的位置处的每转行进的较大距离而逐渐增加。而且，在这些接连地更靠近外侧的位置中的每个处的局部气流动压力指数地(即，作为局部气流速度的平方)上升。因为局部叶片升力由局部动压力乘以局部升力系数乘以局部叶片面积的积确定，指数地增加动压力意味着在每个接连地更靠近外侧的位置处的局部升力的数量将倾向于指数地增加。并且因为局部升力的前向矢量确定实际局部推力，局部推力同样倾向于指数地增加。升力和推力的这些指数增加通常通过使叶片翼弦在螺旋桨叶片上的接连地更靠近外侧的位置处减缩来需要叶片横截面面积的逐渐减小。这些减缩的面积然而必须避免叶片刚度的过度减小，其可导致摆动或共振振动。使用斐波那契间隔以确定理想叶片站位(在这些站位处应用横截面面积的所计算的步进式变化)提供了避免摆动或共振振动的创新的新方式。
特殊气流情况存在于机翼的尖端处或螺旋桨叶片的尖端处。在这里，每当机翼或螺旋桨产生升力或推力时，在上表面上的快速流动的空气具有负压力，而在下表面上的缓慢流动的空气具有正压力。这个情况的结果是，来自下表面正压力区的空气试图朝着机翼尖端的外边缘沿翼展方向流动，其中它可能沿翼展方向从尖端泄漏并向上螺旋形上升到机翼尖端的有负压力的上表面上。在尖端处的气流的这个向上缭绕产生常规机翼的尖端旋涡。它也在螺旋桨叶片的尖端处产生常规旋涡。这些尖端旋涡产生噪声并降低机翼或螺旋桨叶片的效率。减少或消除这些旋涡可被预期产生较低的噪声和较高的效率。
相对于下表面曲率具有更大数量的凸上表面曲率的翼型被认为具有正弯曲度。在上表面曲率和下表面曲率之间的差异越大，弯曲度就越大。如所提到的，翼型的中弧线是平分在翼型的上表面和下表面之间的距离的线，且从翼型的前缘到尾缘被绘制。如果翼型的上表面和下表面具有相同的曲率，则它被认为是具有零弯曲度的对称翼型，因为它的弧线是直线。这样的对称翼型如果以正冲角(机头上仰)倾斜则只产生升力。
大数量的弯曲度通常出现在可产生较大数量的升力或在螺旋桨叶片翼型的情况下产生较大数量的推力的翼型中。翼型可在给定冲角下产生的升力的数量由被称为升力系数的无量纲数量化。机翼的升力系数或cl被定义为机翼的升力除以自由流动压力乘以机翼面积的乘积。自由流动压力由下面的公式确定：0.5x空气密度x以每秒英尺为单位的自由流速度的平方。翼型的升力系数一般与翼型的冲角成比例一直到被称为失速冲角的大限制冲角。在这个大冲角(其中翼型被认为达到失速)处，气流与翼型的上表面分离且不遵循它的曲率。替代地，分离的气流在机翼的上表面上形成打漩的旋涡，其导致噪声和小得多的升力。作为结果，这个失速条件对机翼和螺旋桨叶片都是不合乎需要的。当冲角增加而超过失速开始时的大限制冲角时，升力系数一般停止上升且替代地成平稳状态或突然减小，失去它对冲角的可预测的比例性。当冲角增加到失速之外时，如果升力系数仅仅呈平稳状态且只稍微减小，则翼型被认为具有易控制的失速特性。因为在起飞期间在可控桨距螺旋桨上的螺旋桨叶片一般将它们的叶片旋转到可接近或甚至超过失速角的大冲角，具有易控制的失速特性的翼型可在这样的螺旋桨上提供更可预测的、有效的和更安静的操作。
螺旋桨叶片在正常情况下应在巡航飞行中产生大约0.5的升力系数的适度冲角下操作。然而，当叶片接近失速冲角时，它在产生最大推力时例如在起飞和爬升期间可在高达1.5或更大的升力系数处操作。起飞状况是具有易控制的失速特性的翼型给予翼型更稳定的行为并使它更耐突然和嘈杂的流分离的状况。见图5，其中一定范围的典型升力系数相对于产生它们的冲角被示出。
推力分布：根据被称为常规最小诱导损耗betz-goldstein-theodorsen或bgt理论的理想有效螺旋桨叶片设计被传统接受的数学理论，存在导致沿着叶片的恒定推力与扭矩比的沿着螺旋桨叶片的理想相对推力分布，其用被定义为所消耗的功率的每千瓦最大推力的效率赋予理想的叶片效率。这个理想的相对推力分布是螺旋桨，其一直沿着它的跨距将扭矩均匀地转换成推力。当用曲线图示出时，这个理想的相对推力分布具有半泪珠形状。见图2。它一般通过针对在飞机的巡航空速和rpm下出现的最大效率和相对推力分布用数学方法选择螺旋桨叶片翼型的序列、它们的叶片角和尺寸来寻求。然而，如在图5中所示的，(clα曲线部分)在此超静音螺旋桨发明的该实施方案中，设计过程替代地目的在于优化螺旋桨的在起飞空速和rpm下的推力与噪声之比，同时不过度地破坏它的巡航效率。此外在本发明中，常规最小诱导损耗bgt理论的理想相对推力分布如图2所示改变，以便包括在叶片的在0.75r叶片站位的靠近内侧的部分上的较大推力并包括在叶片的在0.75r叶片站位的靠近外侧的部分上的较小推力，包括在0.93r和1.0r叶片站位之间的小区域，其中推力的逐渐减小实际上转变成在接近尖端的叶片站位处的负(低于零)推力。叶片跨距在本文被定义为是螺旋桨直径的一半且等于叶片的沿翼展方向的半径“r”并从叶片尖端到毂的中心进行测量的距离，毂的中心也位于螺旋桨的推力轴线上。
在尖端处的负推力的目的是产生“反向旋涡”以对抗常规尖端旋涡并减小常规尖端旋涡的尺寸和强度。可通过使用在尖端附近的0.93r叶片站位的靠近外侧的区域中的逐渐更小的、即机头更向下的叶片角以便逐渐减小局部叶片冲角或可选地通过在该同一位置上使用翼型形状(其负曲率产生负升力)或通过这两个策略的组合来实现这个负推力。对于示例性相对推力等高线见图2，并且对于示例性翼型角见图8、图11和图12。术语“机头向下”指如作为叶片的前端突出部的叶片翼型的前缘区域以及局部叶片扭转，其减小如在向下方向上的局部叶片冲角。
对于电力供电的飞机，用于推进的轴对称小半径电动机将具有比活塞式发动机小得多的正面区域。这可允许非常流线型的机舱，其可以用螺旋桨旋转器的流线型被平稳地做成流线型的。螺旋桨旋转器是一般安装在螺旋桨毂的前面并覆盖螺旋桨毂的中心轴对称的流线型前锥体。它的叶片狭缝应紧密地配合到螺旋桨叶片的最里面的内侧翼型，允许毂的刚刚足够的空间通过它的全范围的桨距变化运动来旋转叶片。如果旋转器叶片狭缝到叶片的最里面的翼型的配合保持贴合且旋转器表面保持几乎垂直于叶片的长轴线，则在叶片颈部区域中的旋涡可极大地减少。所谓垂直意指从螺旋桨叶片的前缘从旋转器显露出来时的点到叶片的尾缘，在平行于推力轴线的方向上的旋转器表面轮廓保持接近圆柱形。本发明的目的是，对于超静音螺旋桨，旋转器尺寸、形状和叶片狭缝以这种方式与最里面的螺旋桨叶片形状整合。
可以在缩短的沿翼展方向的距离中对低rpm的电力驱动螺旋桨实现从螺旋桨颈部的圆柱形形状到实际翼型形状的转变，因为在扭矩施加中的上升和下降比在活塞式发动机中出现的平稳得多，且离心载荷更低。这是重要的，因为它允许叶片根部从在毂中的圆根形状转变以在叶片从流线型旋转器径向地显露出来之前变成有效的产生推力的翼型。叶片的最里面的翼型与旋转器外壳的邻接有效地提供流“围栏”以限制叶片在该处的内部旋涡的大小和强度，进一步降低噪声。
旋涡减小推力分布策略(vrtds)
大部分常规螺旋桨叶片根据常规最小诱导损耗betz-goldstein-theordorsen(bgt)模型来设计。然而，本发明的示例性螺旋桨合并对这样的常规螺旋桨叶片形状且从而对它的相对推力分布的策略性和独特变化，以便降低噪声。这样的变化包括但不限于：1)改变相对推力分布的常规最小诱导损耗bgt模型，其在正常情况下通过增加叶片的在0.75r叶片站位的靠近内侧的部分的相对推力并减小该0.75r叶片站位的靠近外侧的区域的推力(包括在从0.93r到1.0r的螺旋桨叶片站位的区域中将推力逐渐减小到低于零)来引导有效的螺旋桨设计，见图2以及图8、图11和图12中的曲线图；实现这些变化，以便产生推力的连续减小，其可以是线性减小或非线性减小，以在尖端处或附近达到推力的负(低于零)值。在尖端处的这个低于零的推力产生局部气流旋涡，其流动方向对抗并从而减小常规尖端旋涡，并从而提供噪声的降低。这个有意的负推力也帮助减小在叶片颈部上的弯曲力矩。
示例性螺旋桨与在叶片的0.75r叶片站位的靠近内侧的部分上的常规最小诱导损耗bgt螺旋桨的局部相对推力相比产生最高达20％的更大的局部相对推力、最高达15％的更大的局部相对推力、最高达10％的更大的局部相对推力或最高达5％的更大的局部相对推力。此外，示例性螺旋桨可具有从在尖端处的0.75r叶片站位到1.0r叶片站位的相对推力的逐渐且连续的减小，其中在从0.93r到1.0r的叶片区域中，相对推力的减小可达到最高达常规最小诱导损耗bgt螺旋桨的相对推力的100％的最大值的135％。这意味着在示例性实施方案中，在从0.93r到1.0r的叶片区域中，相对推力变成负的。在示例性实施方案中，与最小诱导损耗bgt螺旋桨的常规相对推力的100％的最大值相比，在从0.93r到1.0r的区域中的相对推力可以是135％或更小、125％或更小、115％或更小、110％或更小。推力的这种内侧和外侧重新分布减小了由螺旋桨产生的噪声。具有本文所述的推力分布的示例性螺旋桨也产生用于起飞的足够的推力。
斐波那契策略
从沿着叶片朝着毂向内移动的螺旋桨尖端，在通过计算将步进式变化置于振动模式1、2和3的已知节点之间的斐波那契级数而确定的间隔处的沿翼展方向的位置处应用在翼型节段、叶片翼弦和叶片厚度中的一序列步进式变化的策略。这个策略在本文被称为斐波那契策略，且在示例性实施方案中结合vrtds来使用。见图1。该系列步进式形状变化的目的是以减弱最大振幅叶片振动、增加叶片的共振频率并维持尽可能多的沿翼弦方向的空气流动的方式使叶片选择性地变硬，以便降低噪声。
协作降噪策略(snrs)
在示例性实施方案中，结合vrtds和斐波那契策略来使用下面的协作降噪策略，以便最大程度地降低螺旋桨噪声：
a)螺旋桨叶片尖端速度保持低于每秒500英尺，图3；
b)具有在4个和10个之间的高展弦比叶片的大直径螺旋桨，图3；
c)在低雷诺数处的具有高升力系数的定制叶片翼型，图3、图7、图8和图12；
d)降低来自湍动和分离的流的噪声的层流翼型；
e)减小局部沿翼展方向的压力梯度的沿翼展方向的翼型和叶片摆动范围变化，图4；
f)具有高升力能力和易控制的失速特性的叶片翼型，图5；
g)具有缩短的颈部的叶片，颈部的最里面的非翼型部分由轴对称流线型旋转器完全围住，旋转器的形状是圆柱形的，横跨它的后部区域，最里面的叶片翼型从后部区域显露出来，图6；
h)叶片刚度和振动阻力的相对厚的翼型，图7(叶片)、图8和图12(翼型)；
i)额外刚度和轻重量的展开落纤和常规碳纤维和碳纳米纤维(cnf)复合叶片；
j)作为叶片的核心材料的芳族聚酰胺纤维，其在减弱振动的沿翼展方向的螺旋编带中被应用；
k)在快速作用的可控跨距多叶片螺旋桨毂中的4个和10个之间(包括4个和10个)的叶片；以及
l)突然减缩的倒角形状从在旋转器表面处的叶片翼型改变到在毂的外边缘处的圆叶片颈部，图9。
为了满足在高接近度航空中的可接受的都市噪声水平的严苛要求，超静音螺旋桨应减少螺旋桨噪声的所有源。由此得出结论，在本文描述的所有创新和策略是重要的、有关联的，且都可能是满足超静音飞机的目标所需的。同样，本文所述的发明策略中的任一者的使用在降噪中可以是次最优的，且可能不产生满足噪声要求的螺旋桨。
在本发明中的第一降噪创新是使用对螺旋桨叶片形状和扭转的策略性变化，以便改变在正常情况下引导有效的螺旋桨设计的常规推力分布。这些变化包括增加叶片的内侧部分的推力并减小叶片的最外面的区域的推力的变化。见图2。(推力分布)
通过选择改变在每个沿翼展方向的螺旋桨叶片站位处的推力的水平的翼型节段、叶片扭转角、叶片翼弦尺寸和叶片掠角来实现对推力分布的这些变化。特别是，它们包括在螺旋桨叶片的最外面的尖端部分中的叶片角的有意的显著减小，以便创建局部有目的的旋涡，其旋转方向与常规尖端旋涡的旋转方向相反。这个有目的的“反向旋涡”旨在对抗相反地旋转的常规尖端旋涡并从而减小常规尖端旋涡的能量、大小和噪声。这个局部有目的的旋涡被创建是因为在螺旋桨叶片的顶部部分处的减小的叶片角使它在叶片的那个区域中制造曳力而不是推力。在螺旋桨尖端处局部地产生少量曳力的策略包括在螺旋桨性能和效率方面的有意牺牲，其是值得的，因为它可实质上减小在它的低尖端速度下的螺旋桨噪声的最大分量，其一般是由于常规尖端旋涡的分量。这个策略的理想应用的细节将随着一个超静音螺旋桨设计相对于另一超静音螺旋桨设计的不同叶片几何结构而稍微改变，但原理将保持相同。可被牺牲以形成负推力和减小的尖端载荷的这个区域的在尖端处的叶片跨度的理想数量范围将一直到多达叶片半径的7％，从而包含叶片站位0.93r到1.0r。可通过减小尖端的叶片角或通过使用在尖端处的具有负曲率的翼型(即，其升力指向它的下表面)或通过这些方法的组合来实现减小的尖端载荷。这个策略代表用于实现降低的螺旋桨噪声的新领域。可通过使用用于所涉及的特定推进系统的cfd和femap软件工具来确定理想形状，它可通过该理想形状来被最佳地实现。从这个策略产生的减小的尖端载荷将减轻在螺旋桨颈部上的弯曲载荷，并将帮助减弱叶片振动。区分开这个发明策略与常规螺旋桨设计的一个标记将是在叶片的最外面的区域中的叶片角的逐渐且连续的局部减小，所述角将局部推力减小到零之下。在一些情况下也可通过使用在叶片尖端处的非零叶片摆动范围来增强减小的尖端载荷的这些策略。
与bgt最小诱导损耗螺旋桨比较，对于叶片的在叶片站位0.75r的靠近内侧并在图2中示出的部分，相对推力的适度增加提供若干目的。它增加推力以帮助补偿在尖端处的推力的减小。它可增加螺旋桨尾迹的内侧部分的速度，因为它在飞机的主机翼之上飘荡，其中在着陆襟翼延伸的情况下，它可实质上提高飞机升力。它增加叶片的内侧部分的叶片角，这提高叶片的效率、刚度和抗振性。
示例性叶片掠角在向前或向后方向上可以是零或范围从不大于10°起，其中向后摆动范围在本文被定义为度数的正(+)数，以及向前摆动范围被定义为度数的负(-)数。
螺旋桨叶片刚度创新：斐波那契策略。本发明的第二创新是应用在沿着螺旋桨叶片的特定站位处从它的尖端朝着它的颈部的叶片形状的所计算的一序列变化的策略，以便从翼型节段、翼弦和厚度方面产生叶片横截面的步进式增加。这个策略被称为斐波那契策略，且它的步进式增加被设计为增加刚度以减弱叶片振动并从而减弱噪声。在这里使用的创新基于沿着悬臂梁的驻波、共振和振动模式的物理现象，悬臂梁在这种情况下是螺旋桨叶片。策略性地放置在沿着螺旋桨叶片的所计算的间隔处的叶片横截面形状和面积的突然间断将以可减小共振振动的峰(反节点)的振幅的方式改变它的局部弯曲阻力，峰(反节点)否则将倾向于在振动模式1、2和3中沿着叶片的跨距出现。
驻波、共振和振动模式
驻波、共振和振动模式加上它们的特性和所涉及的物理线性的回顾在理解斐波那契策略螺旋桨设计创新如何和为什么工作方面是有帮助的。当弯曲力(其方向平行于螺旋桨的推力轴线)施加到螺旋桨叶片时，其使它弯曲或偏转一个量，其取决于力的大小和叶片的刚度。这个力可由在它在飞行中的操作期间撞击在叶片上的瞬时阵风产生。在阵风的力消退之后，存储在偏转的叶片中的来自力的能量将使叶片在相反的方向上弯曲回来。这个相反的弯曲的量可在阵风之前超过叶片的初始中性位置，在这种情况下，当它到达它的最大相反弯曲度的回弹点时，仍然有保留在叶片中的所存储的弯曲能量。这个所存储的能量将使叶片再次在初始偏转方向上弯曲回来。来回振荡弯曲的这个循环是通过移动空气来产生声音或噪声的振动。在某些情况下，例如当激振力(阵风)以刚刚好的频率以有规律的间隔重复时，这个振动可持续且甚至在振幅上增加。这个现象被称为共振，即，其中外力驱动振动系统以在被称为共振频率的特定频率下振荡。
共振是当人猛拉吉他弦时发生的现象。吉他弦的来回振动因而产生的重复产生被称为驻波的波，且弦的这样的运动产生特定音调的声音，该音调的以每秒循环为单位的频率以hz(其代表为heinrichrudolfhertz命名的赫兹)表示。这个波的振幅和它的声音随着时间的过去逐渐消失，除非弦被再次猛拉。沿着吉他弦的驻波振动具有被称为节点的静止点，其中没有弦的运动，且振动的波长是在相邻节点之间的距离的两倍。在节点之间半途的是“反节点”，其中驻波的振动运动的振幅达到它的最大值。对于在模式1中的吉他弦振动，它的基本音调的节点位于弦的每端—分别为吉他的弦枕和桥—处，而反节点位于弦的跨距中点—即弦的长度的50％—处。对于螺旋桨叶片，共振振动的基本或第一临界模式(模式1)的节点可被预期出现在叶片的颈部处或附近，其中它从刚性毂显露出来。这个节点是叶片材料受到最大弯曲载荷时的点，且叶片的尺寸和形状确定节点的确切位置。这个节点是叶片需要足够厚和坚固以防止过度弯曲、结构疲劳或裂开的点。对于示例性波和节点，见图1。
在更多张力下的吉他弦或在由于更大rpm而造成的更大离心张力下的螺旋桨叶片将更快地振动，产生更靠近一起且因此具有更高的频率的声压波。这样的更高频率波倾向于具有更小的振幅，并将更小的弯曲度传递到弦或叶片。更长的吉他弦或更长的螺旋桨叶片倾向于在更低的频率下振动，产生相隔更远、具有更大波长的声压波。因此，如对超静音螺旋桨所需的具有长的细长叶片的缓慢旋转的大直径、低rpm螺旋桨将倾向于在较低频率下共振。这些较低频率的长波长的波的振幅大于较短波长的振幅，且因此可传递在螺旋桨叶片上的节点处的更大的重复弯曲载荷。由于这样的波而造成的在反节点处的大振幅重复运动产生噪声，且如果它们被施加于的节点恰好是位于沿着叶片的长度的弱的或易受攻击的点处的节点，则它们可在节点处传递的弯曲载荷可引起螺旋桨叶片损坏。
声音的响度相应于它的声压波的振幅；在反节点处的波的峰越高，则声音对观察者来说越响亮。如果通过更猛烈地拉吉他弦来将更多的能量置于吉他弦内，吉他弦将产生更响亮的声音。如果更多的能量被置于螺旋桨叶片内以产生推力，则螺旋桨叶片将产生更响亮的声音。一般由飞机螺旋桨叶片产生的最大推力在全功率起飞期间在制动时释放，这与当它最接近在地面上的人时一致。当飞机在它的起飞滑跑中加速时，推力在达到升空速度时稳定地减小到实质上不太极端的水平。
吉他弦一般以两倍于弦本身的长度的波长振动。对于悬臂梁如只夹在它的内侧颈部处的螺旋桨叶片，最长波长(它可以该波长振动)是4倍于从螺旋桨叶片的尖端到位于叶片的颈部处或附近的节点的长度的波长。这个最长波长相应于共振振动的第一临界模式，其被称为振动模式1。振动模式1的节点一般在叶片的颈部处或附近，且反节点将在叶片的尖端处。叶片的波跨距而不是半径在本文被定义为在叶片的尖端和在叶片的颈部处或附近出现的振动模式1的节点的所预测或所测量的位置之间的距离。此定义基于一般螺旋桨叶片结构，其中刚性毂具有极端刚度，且因此提供对在毂的外边缘的内侧的所有点处的弯曲的极端抵抗性。叶片的颈部位于刚好在刚性毂外部的外边缘处，且一般是最大弯曲载荷的最里面的位置。在可控桨距螺旋桨毂的情况下，叶片颈部一般在横截面上是圆的，且颈部的直径由在毂处的重量和空间限制约束。螺旋桨叶片的刚好在叶片的圆颈部的靠近外侧、即远侧的部分通常具有较大的横截面面积和较大的翼弦，并具有相对于推力轴线的大扭转角。与属于叶片的这些更靠近外侧的部分的较短力矩臂组合的这些特征意味着这些叶片面积通常比圆叶片颈部更抗弯曲。
螺旋桨叶片的共振振动的模式2具有—与其名相称—两个节点。对于实现超低噪声所必需的叶片的类型——其将是具有最小锥度的高展弦比的、直的、未扫描的叶片，如果叶片没有扭转，则这两个节点可能位于沿着叶片的25％和75％波跨距位置处或附近。类似地，在这样的非扭转叶片上的共振振动的模式3将具有它的可能位于叶片的16.67％、50％和83.33％波跨距位置处或附近的三个节点。因为振动模式1、2和3是具有最大叶片偏转的模式，以及因此它们的节点是最大弯曲应力的点，上面提到的最小锥度的高展弦比的、直的、未扫描的、非扭转的叶片不应具有在沿着叶片的波跨距的16.67％、25％、50％、75％或83.33％的节点位置中的任一个处的翼弦或厚度的突然变化。翼弦和/或厚度的策略性地放置的步进式增加可实际上帮助减弱将出现在这些节点位置之间的叶片位置处的共振振动，其中所述增加将减弱在最接近的反节点处的振动振幅。通过减弱在反节点处的振动，翼弦和/或厚度的这样的策略性地放置的增加可从振动方面有效地将长螺旋桨叶片分成几个较短的螺旋桨叶片，每个具有它自己的较高共振频率。这些较高共振频率将高于任何激发力的频率，超静音螺旋桨在由平稳运转的电动机驱动时将在低rpm下在它的正常操作中遇到这些激发力。如果叶片没有遇到任何共振频率，则它将少得多地振动，产生更少的噪声并避免在共振振动期间出现的重复高弯曲载荷的不利情况。
现代有限元分析(fea)或有限元建模应用例如siemens的femap软件可计算并准确地预测在已知形状的叶片上的振动模式1、2和3的节点的位置。如果叶片是直的(具有零摆动范围)、具有高展弦比且具有一致的最小锥度、没有扭转，则它的形状将倾向于在上面所述的和在图1中所示的预期位置(从尖端到颈部的叶片波跨距的16.67％、25％、50％、75％或83.33％)处或附近创建节点。在那种情况下，叶片设计可在落在那些节点位置之间的间隔处产生有意的叶片形状变化，以便减弱在反节点处的振动。
斐波那契数：数列、和、除法和间隔
斐波那契数是数列1、1、2、3、5、8和13等，其中每个较大的数字是在数列中的两个前面的数字的和。如果来自这个“斐波那契数列”的除了1、1或2以外的斐波那契数除以在序列中的它的直接前导，则商朝着1.618的所谓的“黄金分割率”收敛。黄金分割率对值a和b得到，如果(a+b)/a＝a/b，其中a>b>0。黄金分割率的最精确的值是(1+√5)/2或1.6180339887。在斐波那契数之间的连续间隔总是增加，且因此在大小上总是不同的。这些间隔的一致的无规律性提供在本质上在很多生活形式的结构中例如在树枝的分支模式中涉及的量纲模式，因为它提供用于将强度按比例缩放到载荷的理想比。这些间隔的一致的无规律性引起差异；其使它们与在梁结构例如树枝或螺旋桨叶片中的正弦声波的振动的节点之间的一般有规律的间隔固有地异相。本发明采用这个差异作为减弱在螺旋桨叶片中的共振的手段。
如果1.618的黄金分割率乘以在3、5、8和13的斐波那契数列中的每个数字，则在本文被定义为规定的斐波那契数列的数字的因而得到的序列变成数字3.236、4.854、8.09和12.944。这些数字可用于确定用于在螺旋桨叶片上的连续的沿翼展方向的位置处放置翼弦和/或厚度的步进式增加的位置，使得这些位置一致地落在上面列出的共振振动模式1、2和3的节点的位置之间。在规定的斐波那契数列中的4个数字的和是29.124。这个斐波那契和—数字29.124是可用于任何斐波那契商的常数。“斐波那契商”被定义为过程，29.124的斐波那契和通过该过程被分成螺旋桨叶片的波跨距的所测量或所计算的长度。螺旋桨叶片的波跨距通常是在它的尖端和它的颈部之间的距离，或更好地，如果通过计算而知道，从叶片尖端到振动模式1的节点的确切位置的距离。对螺旋桨叶片的实际形状执行有限元建模的软件工具例如femap可通过计算来显示振动模式1的那个节点的位置。如果那个节点更靠近外侧，即在叶片上比颈部更远一点，则用于得到斐波那契商的波跨距是从螺旋桨尖端到在振动模式1中的那个单个节点的所计算的位置的距离。斐波那契商将是用于在确定斐波那契间隔时使用的关键因素，如在下面的例子中：
示例性螺旋桨系统具有10英尺直径、非扭转的叶片，其从尖端到颈部的波跨距是53.468英寸。53.468除以29.124的斐波那契和的结果是1.835874，其是斐波那契商。这个斐波那契商—数字1.835874是关键数字。它然后乘以在规定的斐波那契数列中的每个数字，即3.236、4.854、8.09和12.944，以产生以英寸为单位的在尖端处开始的连续叶片距离间隔的数列，其中叶片翼弦和/或厚度的增加可策略性地被放置以减弱振动。因而得到的距离间隔被称为“斐波那契间隔”，且在这里的示例情况中这些间隔于是为从螺旋桨叶片的尖端连续地测量的5.94、8.91、14.85和23.76英寸。这些间隔连同在图1所示的未扭转的螺旋桨叶片中的振动模式1、2和3的节点一起被描绘。注意，在这个例子中的1.835874的关键数字取决于波跨距，且一旦适当的扭转被添加到叶片则对于不同的螺旋桨以及对于这个10英尺直径螺旋桨将是不同的，因为扭转将改变它的波跨距。
通过从叶片的尖端将第一步进式叶片形状变化5.94英寸放置在被称为第一斐波那契间隔的第一斐波那契界标的点处来实现这些所计算的连续斐波那契间隔。叶片形状的第二或下一变化放置在第二斐波那契界标处，这根据位于从第一斐波那契界标的靠近内侧的8.91英寸处的第二斐波那契间隔。形状的这三个增加中的第三个然后放置在第三斐波那契界标处，这根据位于从第一斐波那契界标的靠近内侧的14.85英寸处的第二斐波那契间隔，以及第四形状变化放置在第四斐波那契界标处，这根据位于第二斐波那契界标的靠近内侧的23.76英寸处的第四斐波那契间隔。在图1中可注意到，这4个斐波那契间隔位置和它们的斐波那契界标落在如所示的模式1、2和3的规定节点位置之间。
通过对这个超静音螺旋桨设计使用斐波那契数字和黄金分割率来确定叶片形状变化位置连同它的比通常大的叶片厚度，这样的超静音螺旋桨的共振频率被预测为高于在它的正常操作期间将遇到的任何频率。这个特性将在这个超静音螺旋桨上给予抵抗它的叶片的破坏性共振振动的安全裕度，并帮助避免将增加螺旋桨噪声的大振幅振动。
根据特定的超静音螺旋桨设计和它的应用，斐波那契数列可如上所述用于针对步进式叶片形状变化通过提供沿着叶片的4个斐波那契界标位置来减弱振动。在本文用作例子的4位置叶片使用斐波那契数字3、5、8和13。
因为步进式叶片形状变化在斐波那契界标本身处的放置将改变螺旋桨叶片的共振特性，所以步进式叶片形状变化的精确位置必须实际上通过迭代过程来确定。螺旋桨叶片必须具有扭转，使得叶片的每个部分对它的空速和rpm削减在理想叶片角处的空气。与扁平的非扭转叶片比较，在螺旋桨叶片中的扭转强烈地影响它对前向和后向弯曲度的抵抗性。当螺旋桨叶片形状被改变以包括理想扭转时，非扭转螺旋桨的振动模式1、2和3的节点的叶片位置同样将改变。因此，扭转也改变波跨距和从其导出的斐波那契间隔，其确定在那些振动节点之间的位置处的步进式叶片形状变化的精确位置。在斐波那契界标处的这些中间位置然后在软件分析确定在扭转的叶片的最终版本上的振动模式1、2和3的确切节点位置之后被完成。实现步进式叶片形状变化的迭代的第一次或第二次通过以配合在新的软件确定的节点位置之间将进一步改变叶片的共振特性，且因而需要振动模式1、2和3的它的节点的位置的又一轮重新计算。最近找到的节点位置然后将需要斐波那契间隔的又一轮重新计算以得到中间步进式叶片形状变化的精确位置。这些交互式计算(迭代)重复，直到变化变成渐进的且最终形状被解析使得最终叶片设计可被冻结为止。这个迭代过程是必要的，以理想地应用确定步进式叶片形状变化的优选中间位置的斐波那契策略。存在用于快速计算振动节点位置的分析软件例如被命名为femap的siemens的有限元建模软件，且其可准确地预测扭转的、减缩的螺旋桨的振动节点位置和对其的变化，变化由它的形状的连续迭代引起，连续迭代包括基于斐波那契的变化。
减缩的和扭转的梁的基本物理特性和行为的现有研究—虽然不使用斐波那契策略—支持使用刚度间隔的概念以控制振动。在1987年，townsend在nasa证明了使用刚度间隔来有意干扰和减弱振动节点的原理9。其他研究确认这个原理的使用10。减缩的梁的振动行为被很好地证明11。然而，这些研究中没有一个使用斐波那契策略或斐波那契数列来创建刚度间隔。
从使原本非减缩的悬臂梁减缩产生的且特别是针对高展弦比的梁的在振动节点位置中的变化被研究并发现是相对小的12。扭转对振动节点位置的影响的研究表明，当扭转增加时，节点倾向于朝着叶片尖端移动13。扭转的净效应因此是，所有节点移动地稍微更靠近一起，产生较短的波跨距。这又将基于使用较短波跨距的斐波那契商来使重新计算的斐波那契间隔同样变得更靠近一起。
直升飞机叶片研究表明，复合叶片具有联接可提供更好的振动阻尼的弯曲和扭转载荷的独特和有利特性14。在复合结构中使用的纤维定向角对梁刚度和共振有显著和可控影响15。对叶片刚度和共振的这些额外的结构材料和纤维定向影响可以向叶片传递差分张力，且压缩模量使用预测节点的位置和因而得到的斐波那契间隔的软件工具来合并到斐波那契策略内。
协作降噪策略(snrs)
本发明的第三设计特征是结合vrtds和斐波那契策略来使用接下来的协作降噪策略：
a)低于每秒500英尺的螺旋桨叶片尖端速度，图3；以及
b)具有在4个和10个之间的高展弦比叶片的大直径螺旋桨，图3；以及
c)在低雷诺数处的具有高升力系数的定制叶片翼型，图3、图7、图8和图12；以及
d)降低来自湍动和分离的流的噪声的层流翼型；以及
e)减小局部沿翼展方向的压力梯度的沿翼展方向的翼型和叶片摆动范围变化，图4；以及
f)具有高升力能力和易控制的失速特性的叶片翼型，图5；以及
g)具有缩短的颈部的叶片，颈部的最里面的非翼型部分由轴对称流线型旋转器完全围住，旋转器的形状是圆柱形的，横跨它的后部区域，最里面的叶片翼型从后部区域显露出来，图6和图11；以及
h)叶片刚度和振动阻力的相对厚的翼型，图7(叶片)、8和图12(翼型)；以及
i)额外刚度和轻重量的展开落纤和常规碳纤维和碳纳米纤维(cnf)复合叶片；以及
j)作为叶片的核心材料的芳族聚酰胺纤维，其在减弱振动的沿翼展方向的螺旋编带中被应用；以及
k)在快速作用的可控跨距多叶片螺旋桨毂中的4个和10个之间(包括4个和10个)的叶片；以及
l)突然减缩的倒角形状从在旋转器表面处的叶片翼型改变到在毂的外边缘处的圆叶片颈部，图9。
下文将更详细地处理这些中的每个：
a)低于每秒500英尺的螺旋桨叶片尖端速度：理论和实验表明，这是在实现最低可能的螺旋桨噪声时的基本要求。这些低尖端速度必须针对产生推力的需要和避免由螺旋桨的尖端进行地面撞击所必需的螺旋桨直径限制进行权衡。图3示出适用于低尖端速度螺旋桨和优选实施方案的设计约束。
b)具有在4个和10个之间的高展弦比叶片的大直径螺旋桨：噪声预测规则一致地表明，较大数量的细长叶片实质上降低旋转噪声水平。
c)在低雷诺数处的具有高升力系数的定制叶片翼型：对大量推力的起飞需要要求在低雷诺数和低rpm的设置中的高升力系数的使用，且为了这个目的优化翼型形状是可能的。
d)降低来自湍动和分离的流的噪声的层流翼型：层流难以在低雷诺数处实现，但却是翼型的最低噪声流模式。
e)减小局部沿翼展方向的压力梯度的翼型和叶片摆动角的沿翼展方向的变化：cfd软件工具可指导这个策略。通过cfd进行的优化必须考虑由于翼型形状、它的冲角和在沿着旋转螺旋桨叶片的更靠近外侧的位置处的气流速度的逐渐增加而造成的复杂压力变化。
f)具有高升力和易控制的失速特性的叶片翼型：见上面的e)。
g)具有缩短的颈部的叶片，颈部的最里面的非翼型部分由轴对称流线型旋转器完全围住，旋转器的形状在它的整个后部区域中是圆柱形的，最里面的叶片翼型从后部区域显露出来。如所提到的，为了优化推力和低噪声，螺旋桨叶片应具有功能性翼型形状，因为它从旋转器的外表面径向地显露出来。
h)叶片刚度和振动阻力的相对厚的翼型：有限元分析(fea)软件工具例如femap被需要来为了这些目的而优化叶片厚度，同时合并位于适当的斐波那契界标处的叶片形状变化。
i)碳纤维叶片，其中如在本文使用的碳纤维包括展开落纤和常规碳纤维以及碳纳米纤维(cnf)复合物：这个策略针对给定横截面叶片尺寸实现具有最大刚度、较轻的重量、较小的厚度噪声和较少的弯曲的螺旋桨叶片。
j)作为叶片的核心材料的芳族聚酰胺纤维，其在减弱振动的沿翼展方向的螺旋编带中被应用：如果在螺旋编带中在叶片内部被应用，芳族聚酰胺纤维由于它在张力方面的差分与压缩强度的关系造成的自阻尼特性可进一步增强。芳族聚酰胺纤维的这样的使用使螺旋桨叶片变成各向异性的，这意味着它具有物理特性，例如它的模量，其在不同的方向上进行测量时具有不同的值。
k)在快速作用的可控跨距多叶片螺旋桨毂中的4个和10个之间(包括4个和10个，并包括在包括5、6、7、8和9的范围内的任何整数)的叶片：结实的毂降低振动噪声。增加螺旋桨叶片的数量是用于降低噪声的已获证的策略，且它应如本文所述的与高展弦比和接近零摆动范围的坚硬叶片组合。见图6。
l)突然减缩的倒角形状从在旋转器表面处的叶片翼型改变到在毂的外边缘处的圆叶片颈部：圆叶片根部使叶片的旋转能够通过可控毂来实现叶片桨距变化。在旋转器外壳处的最里面的翼型应是在用低曳力产生某个推力时仍然有效的翼型。从叶片的圆颈部到它的最里面的翼型的形状转变必须在尽可能短的沿翼展方向的距离中实现，以便最小化旋转器的正面区域。见图9。
叶片优化过程
优化螺旋桨的推力与噪声之比涉及对在本发明中所述的所有三个设计策略的已知的飞机的应用，这三个设计策略是vrtds、斐波那契策略和snrs。已知的飞机是一种飞机，该飞机的已设置功率、重量、起飞速度、期望爬升速率、螺旋桨的数量、最大可允许的起飞rpm、可允许的螺旋桨直径和螺旋桨叶片的数量都是预先已知的。这些已知的属性应在开始时进行选择，以便促成非常低的起飞噪声。这通常意味着具有低跨距载荷的轻重量飞机，其可以在相对低的空速下以少量功率起飞，可以在离开小型飞机场之前急剧爬升，且可以用大的多叶片螺旋桨这么做，大的多叶片螺旋桨的低螺旋桨或旋翼rpm保持螺旋桨/旋翼尖端速度低于每秒500英尺(fps)，同时为起飞和所需的爬升性能产生足够的推力。
在这个设计过程中的步骤如下：
第一步骤：如果起飞和爬升所需的推力的量是已知的，则它可在供应那个推力的螺旋桨叶片之间相等地划分。这个简单的划分将确定每叶片总起飞推力。每叶片总起飞推力然后根据vrtds的优选超静音分布图沿着叶片分布，这使推力朝着根部偏置并在尖端处提供负推力，如图2所示。通过对沿着叶片的每个位置调整升力系数、冲角、叶片摆动范围和叶片翼弦，可得到理想推力分布。这个调整是迭代过程，其也精细地改变叶片的刚度和振动节点位置，因为翼弦和在沿着叶片的每个位置处的冲角(以及因此扭转)针对适当水平的推力被调整。振动节点位置的变化又改变叶片的波跨距且需要斐波那契间隔的修改，这然后要求叶片刚度和节点位置的重新计算以及对斐波那契间隔的更相称的修改，如在下面的第二步骤中所述的。这些迭代继续，直到结果对期望需要变成渐进的为止，此时设计可结束。
第二步骤：我们使用沿着非扭转螺旋桨叶片的步进式位置的斐波那契间隔来计算，其中叶片翼弦形状的步进式变化将减弱模式1、2和3的共振振动。接着，设计者选择位于从毂到尖端的每个站位处的减小厚度比的最佳翼型的系列，叶片横截面面积的大步进式变化连续地出现在斐波那契间隔的界标处。这些翼型也被选择，以便具有高最大升力系数、易控制的失速特性、在可能的情况下的层流和在低雷诺数处的良好性能。当设计过程完成且叶片形状被预测为对于它将在使用中遭受的载荷足够强壮时，它可然后在额定rpm处和之上被构建并测试以确定它的推力、噪声、效率和振动特性。
沿着叶片的跨距的最佳叶片角的确定应得到特殊考虑：叶片角在沿着叶片的每个半径处是不同的。这些叶片角最初基于叶片桨距。叶片桨距简单地是在一次旋转期间螺旋桨所行进的一般以英尺为单位的前向距离。叶片桨距基于它的rpm和前向飞机速度由螺旋桨的螺旋路径确定。桨距等于v/(rpm/60)，v是以每秒英尺为单位的速度。一旦是已知的，桨距就可本身在三角公式中用于如下找到在沿着叶片跨距的每个半径r处的初始叶片角：叶片角＝β＝arctan(桨距/(2*pi*r))，其中r和桨距都用英尺表示。然而，通常被标记为“贝塔角”或β的末级叶片角(fba)必须在沿着叶片的每个半径处不仅仅考虑叶片桨距。fba也必须包括期望局部冲角(laoa)，其在接连地更靠近外侧的叶片站位处逐渐减小且也被称为阿尔法或α，以及包括实际局部入流角(alia)，其通常被标记为phi或
本发明的叶片优化过程的此概述被提供来说明所使用的一序列一般和特定方法。应注意，vrtds是非常规螺旋桨叶片推力分布，包括在叶片尖端处的负推力以及在斐波那契策略中的斐波那契数列的使用以计算叶片横截面面积的步进式变化的位置，都是一般原理，且每者仍具有在本文规定的特定限制。也就是说，它们是在本文关于它们的数量和几何形状的范围规定的一般方法。在本专利中被描述为创新的叶片设计的方法是可通常应用于一定范围的不同超静音螺旋桨尺寸、盘载荷和推力水平以配合在不同空速下操作的各种飞机的原理。
本文提出的优选实施方案用作对本发明的一些可能的实施方案的引导性介绍，且不旨在为限制性的。在本文提供了本发明的额外示例实施方案，其包括它的镜像、变形、可选的配置和它们的边界范围。
附图说明
附图被包括以提供本发明的进一步理解，并被合并在本说明书中且构成本说明书的一部分。它们示出本发明的实施方案，并与本描述一起用于解释本发明的原理。
图1示出波跨距、斐波那契间隔和在示例性螺旋桨叶片的非扭转平面图上的振动模式1、2和3的节点。
图2示出本发明的对相对推力分布的变化(vrtds)的曲线。
图3示出对于作为设计边界的小翼弦螺旋桨叶片的雷诺数与尖端速度与rpm的关系曲线图。
图4用箭头示出在包括沿翼展方向的压力梯度的相邻翼型之间的沿翼展方向的流的螺旋桨术语和概念。
图5示出升力系数与选择区域的关系曲线图。
图6示出具有旋转器和具有零扭转的叶片平面图连同范例可控桨距毂的示例性六和七叶片螺旋桨的正面视图。
图7示出在扭转被移除的情况下和在沿翼展方向的叶片站位以英寸被描绘的情况下的示例性高展弦比叶片平面图和标高。
图8示出按比例绘制的示例性翼型形状，每个翼型形状由它的站位序列和它的相对于假想螺旋桨盘的平面的实际叶片角示出。图8的图例在下面以更详细的解释给出。
图9示出2英寸直径的示例性圆柱形叶片根部的同轴锥度的详细图表。图9的图例在下面以更详细的解释给出。
图10是示出螺旋桨叶片角和力矢量的简单图示。
图11示出示例性螺旋桨叶片和旋转器的按透视法缩短的四分之三视图，包括它在斐波那契界标处的形状的步进式变化的不按比例的概念描绘，以及具有在它们各自的叶片站位处的它的一些翼型、叶片角和冲角，包括在尖端处的负冲角。它的下部图像描绘同一叶片，但具有在叶片尖端处的+10°的尾部掠角。
图12示出图8所述的翼型和角的镜像。
相应的参考符号在所呈现的全部若干附图中指示相应的部件。附图表示本发明的一些实施方案的例证，且不应被解释为以任何方式限制本发明的范围。在图11中，尺寸并不按比例绘制，且一些特征被放大以示出特定部件的细节。因此，本文公开的特定结构细节和功能细节不应被解释为限制性的，而是仅仅作为用于教导本领域技术人员多样地使用本发明的代表性基础。
具体实施方式
如在本文使用的，术语“包括(comprises)”、“包括(comprising)”、“包括(includes)”、“包括(including)”、“具有(has)”、“具有(having)”或其任何其他变形意欲涵盖非排他性的包括。例如，包括要素的列表的过程、方法、策略、物品或设备不一定只限于那些要素，而是可包括未明确列出的或这样的过程、方法、策略、物品或设备所固有的其他要素。此外，“一个(a)”或“一个(an)”的使用用于描述本文所述的元件和部件。这样做仅为了方便并给出本发明的范围的一般含义。本描述应被理解为包括一个或至少一个，且单数也包括复数，除非它明显表示别的含义。
本发明的某些示例性实施方案在本文被描述并在附图中示出。所述实施方案仅为了说明本发明的目的，且不应被解释为限制本发明的范围。本领域技术人员将想到本发明的其他实施方案和所述实施方案的某些修改、组合和改进，且所有这样的可选实施方案、组合、修改、改进都在本发明的范围内。
在图1中，在没有扭转的情况下在平面图中示出示例性高展弦比螺旋桨叶片连同振动模式1、2和3的曲线波模式。从它的颈部到它的尖端的距离是尺寸，振动模式1、2和3的波长在该尺寸上被计算。在尖端处在196处的粗水平线位于离螺旋桨叶片颈部53.468英寸处，该颈部在140处由粗线横切。叶片颈部的轴中心在150处。振动模式1的大振幅反节点的位置在195处示出。在图1中描绘的振动波的相对振幅与它们离叶片中心线的距离成比例。从在叶片尖端处的振动模式1的反节点到在150处的叶片颈部附近的振动模式1的内侧节点的距离特此被定义为这个螺旋桨叶片的波跨距。波跨距是在斐波那契间隔的计算中使用的关键度量。在图1中的波跨距是针对非扭转螺旋桨的，且由被标记为105的大括弧指示。在沿着波跨距的50％处的半途点由在106处的水平线示出。波跨距取决于螺旋桨叶片扭转的量，且它可以针对实现设计推力分布所需的任何叶片扭转被重新计算。在位置196处，还可看到，在各种反节点处的振动波的振幅在模式1中最大，在模式2中稍微更小，并且在模式3中明显更小。在194处的粗水平线标记叶片站位，其为从尖端测量的5.94英寸的第一斐波那契间隔的内侧界标。这个叶片站位被定义为第一斐波那契界标。第二、第三和第四斐波那契界标同样在叶片站位处，叶片站位是它们的相应斐波那契间隔的内侧界标。斐波那契界标是叶片站位，螺旋桨叶片的横截面面积(不管是否通过改变翼型、叶片厚度和/或叶片翼弦)可在所述叶片站位处策略性地增加，以便减弱振动。在波跨距的83.33％处的位置193标记振动模式3的三个节点的最外面的位置。必须记住，节点是振动的给定波长产生叶片的最大弯曲时的点。因此，节点不是叶片厚度的突然变化的良好位置。在波跨距的75％处的位置192标记振动模式2的两个节点的最外面的位置，振动模式2的对这个波跨距的其他节点位于在位置170处的波跨距的25％处。粗水平线191标记叶片站位，其为从在位置194处的第一斐波那契界标测量的8.91英寸的第二斐波那契间隔的内侧界标。位置190在波跨距的50％处标记振动模式3的三个节点的中间节点。在位置180处的粗水平线标记叶片站位，其为从在位置191处的第二斐波那契界标测量的14.85英寸的第三斐波那契间隔的内侧界标。在波跨距的25％处，170标记振动模式2的两个节点的最里面的位置。在波跨距的16.67％处，160标记振动模式3的三个节点的最里面的位置。在位置150处的螺旋桨叶片的中心线轴线是与在叶片颈部处的振动模式1的节点位置重合的沿翼展方向的位置。在位置140处的粗水平线表示螺旋桨叶片颈部并且标记叶片站位，其为从在位置180处的第三斐波那契界标测量的23.76英寸的第四斐波那契间隔的内侧界标。形状从在140处的圆柱形叶片颈部到最里面的叶片翼型的转变是倒角区130，其在图9中详细描述。圆柱形叶片根部在位置120处。圆形流线型螺旋桨旋转器的最外面的圆周在位置110处，并且螺旋桨推力轴线的中心在位置100处。斐波那契间隔由在图1的右侧上的括弧指示。以101为中心的顶部括弧指示第一斐波那契间隔的跨距。以102为中心的括弧指示第二斐波那契间隔的跨距。以103为中心的括弧指示第三斐波那契间隔。以104为中心的括弧指示第四斐波那契间隔。
图2示出相对推力与沿着螺旋桨叶片的螺旋桨叶片站位或位置的关系曲线图，1.0是顶部。实线210表示常规最小诱导损耗betz-goldstein-theodorsen(bgt)相对推力分布，其中推力在尖端处下降到零，并且推力对于叶片的内部三分之一是低的。示例性螺旋桨具有沿着螺旋桨叶片的跨距的已改变的推力分布。被标记为200的虚线根据vrtds描绘本发明的示例性超静音螺旋桨叶片的已改变的相对推力分布，其增加沿着叶片的内侧部分的推力和在尖端处的负推力。虚线220和240示出在示例性超静音螺旋桨叶片的尖端处的负相对推力分布的可能变化的范围。参考数字220指向在叶片尖端处的-15％的相对负推力。参考数字240指向在叶片尖端处的-35％的相对负推力。这些变化不包含所有可能的这样的变化，但指示在尖端处的负推力可根据叶片载荷和其他需要来调整且仍然表示本发明的超静音螺旋桨策略。在曲线图上的点(参考数字230)示出在本发明的螺旋桨叶片的示例性实施方案的尖端处的负或-22％相对推力值。参考数字250示出在曲线图上的表示常规最小诱导损耗bgt螺旋桨模型的100％相对推力的最大值的点，且这个最大值可被看到出现在0.75r叶片站位处。注意，在参考数字240处的相对推力是由参考数字250示出的100％相对推力的最大值的-135％。此外注意，通向参考数字240的虚线在曲线图上被示为在0.93r叶片站位处从正值转变到负值。
图3示出螺旋叶片尖端速度与螺旋桨每分钟转数(rpm)的关系曲线图，四个不同的大直径螺旋桨被绘制在该曲线图上。每个所示出的螺旋桨具有4英寸平均翼弦。在曲线图的右侧上的竖直轴上也示出在0.75r半径处针对这四个螺旋桨根据它们的rpm得到的雷诺数。曲线图示出电动机效率、翼型效率和噪声的实际边界限制。由熟悉本领域的人员所公知的物理事实强加的这些限制将超静音螺旋桨的设计约束到在低rpm下操作的具有大直径的螺旋桨。特别地，直接驱动电动机(其噪声水平低于具有齿轮减速的那些电动机)需要至少300rpm，以便实现合理的效率。在高于100,000-200,000的雷诺数处操作的翼型通常可实现高得多的升力与曳力比。螺旋桨噪声研究在历史上发现当叶片尖端速度保持低于每秒500英尺时且特别是当低于400fps时的噪声的明显降低。超静音螺旋桨的优选实施方案的度量在曲线图上的稍微中心的位置上由符号0示出，描绘在650rpm下操作的4英寸平均翼弦的10英尺直径螺旋桨的优选情况。根据图3所示的边界限制并考虑到叶片根部必须在叶片毂中分开几英寸的事实，示例性螺旋桨叶片可具有从根部到尖端的叶片跨距，其为至少3.25英尺长或更多，例如最多达大约7英尺、最多达大约6英尺、最多达大约5英尺、最多达大于4英尺以及在所提供的叶片跨距之间并包括所提供的叶片跨距的任何范围。
图4示出相同翼弦的两个相异的翼型，每个翼型以5°冲角倾斜，且它们的前缘与在下面的曲线图的横坐标上的穿过零的假想竖直线对齐。图4所述的曲线图与这些翼型的沿翼弦方向的站位配准，且它示出沿着每个翼型的上表面和下表面的沿翼弦方向的压力分布，其将出现在这个5°冲角处。曲线图的横坐标(水平轴)描绘沿着翼型的相对沿翼弦方向的位置。曲线图的竖直轴被标记为cp(压力系数)，其为由局部静压力的量减去自由流静压力给出的量除以自由流动压力之比。当局部静压力低于自由流静压力时，该比cp产生负数，对于沿着翼型的前向上表面的位置通常就是这种情况，其中凸度使局部空气速度比自由流速度快。按照惯例，曲线图的竖直轴(坐标)数字的符号(加号或减号)在cp曲线图中反转。也就是说，cp的值(其为负数)在曲线图的横坐标的竖直轴的上部分上示出，而正cp值在横坐标之下示出。在图4中，最上面的翼型(其上表面被标记为400且被示为用虚线画出轮廓)可被称为翼型400。翼型400的虚线轮廓相应于示出在下面的曲线图中示出它的压力分布的虚线。这个虚线翼型400具有在它的上表面的前向部分中的比在它之下示出的另一翼型更向上凸的曲线。这意味着它具有更大的“曲率”。图4中的参考数字480指向曲线图中的虚线曲线，其示出与最上面的翼型400的上表面相应的大的负上表面压力系数(cp)。参考数字410示出虚线翼型400的前缘。参考数字420指向表示虚线翼型400的最大厚度的竖直线。参考数字430指向虚线翼型400的尾缘。虚线翼型400的下表面被标记为440。参考数字450指向另一翼型的上表面，另一翼型的轮廓是实线，且其被称为翼型450。翼型450刚好在图4中的翼型400之下。在下面的曲线图中的实线相应地示出沿着这个翼型450的上表面的负上表面压力系数(cp)并由标记490示出。参考数字460指向翼型450的下表面。参考数字470指向翼型450的翼弦线。翼弦线从翼型的尾缘延伸到前缘。翼弦线的长度被称为翼型的翼弦。参考数字491指向曲线图上的实线曲线，其描绘与翼型450的下表面460相应的表面压力系数(cp)。参考数字492指向曲线图中的虚线曲线，其描绘与虚线翼型400的下表面440相应的表面压力系数(cp)。在曲线图的上部分中的指向上的箭头描绘从翼型450的上表面朝着翼型400(虚线翼型)的上表面的气流的沿翼展方向的方向。在曲线图的下部分中的指向上的箭头描绘从虚线翼型400的下表面440朝着实线翼型450的下表面460的气流的沿翼展方向的方向。这些沿翼展方向的气流方向是朝着更负的压力的区域一致地行进的局部气流的固有倾向的结果。在示例情况(其中虚线翼型和实线翼型沿着螺旋桨叶片的跨距并排地定位)下，由这两组箭头显示的、即朝着在上表面上的虚线翼型400并远离在下表面上的虚线翼型400的气流的方向揭示在相反方向上的沿翼展方向的流。这些相反的沿翼展方向的气流是不合乎需要的，因为它们减少生产性的沿翼弦方向的流，且它产生从螺旋桨叶片的尾缘显露出来的产生噪声的旋涡。图4的目的是示出一种机构，反向的沿翼展方向的气流通过该机构在螺旋桨叶片上的相邻的相异翼型之间发展，并将减少这样的气流的cfd引导的设计宣称为对超静音螺旋桨必不可少的策略。cfd软件工具可针对在沿着螺旋桨叶片的沿翼展方向的站位处使用的几个翼型中的每个的上表面和下表面对cp与叶片翼弦位置的关系曲线的局部压力分布图建模。它可在从一个翼型到下一翼型的压力梯度的沿翼展方向的模型中排列这些分布图。这些邻近的压力梯度的“陡度”揭示并预测反向的局部沿翼展方向的流的幅度和方向。通过重复不同翼型的插入和/或这些翼型的曲率的变化，这些梯度的陡度可减小到最小值，并从而最小化反向沿翼展方向的流。这些梯度的陡度与在图4的曲线图中示出的竖直箭头的高度成正比。从局部翼型的冲角的小变化产生的压力梯度变化也可通过cfd软件工具重复，以便微调局部压力梯度，以便最小化沿翼展方向的流。可以对在噪声最关键的飞行阶段期间、即在起飞滑跑和初始爬升期间涉及的冲角优先考虑使用软件工具的这个微调。使用cfd软件工具来重复和优先考虑局部沿翼展方向的流的这种技术也可用于有意促进沿翼展方向的流，前提是当这样的流是有利的时，例如当反向尖端旋涡在vrtds中被寻求时。
局部沿翼展方向的流如果在对抗和消散叶片的常规尖端旋涡的位置和方向上在叶片的尖端附近产生，则可能对降低噪声是有利的。可通过在本发明中包括的两种策略中的任一种来实现创建这样的反向沿翼展方向的流。第一种策略是选择局部尖端翼型，使得它们的压力分布创建反向沿翼展方向的流。第二种策略是朝着产生负推力并从而产生反向沿翼展方向的流的负冲角扭转叶片的最外面的部分。可以组合这两种策略。作为最小化在叶片上的不需要的沿翼展方向的气流的手段，常规螺旋桨设计常常使用在沿着它们的跨距的所有位置处使用相同的或非常相似的翼型形状的简化策略。这样的常规设计限制翼型的选择，并放弃可帮助降低螺旋桨噪声和如果位于适当的斐波那契界标处则消除有害的振动的一些翼型的选择性使用。本发明提供用于使用cfd和femap软件工具来重复对翼型选择和对允许包括很多不同的翼型的叶片形状设计的复杂的最佳低噪声解决方案的策略和方法。现代计算机化数字控制铣床可准确地雕刻刚性金属模具，用于制造具有由cfd和femap软件工具要求的任何复杂形状的复合螺旋桨叶片。先进技术增材制造也可很快能够准确地并以足够的叶片强度打印这样的螺旋桨叶片。
图5示出冲角和它对用于在超静音螺旋桨叶片上使用的针对它的有利特性选择的代表性翼型的翼型节段的升力和曳力系数的影响。给定翼型的节段升力系数cl取决于雷诺数和翼型的形状。它通常随着冲角而增加，一直到它的最大值clmax，其被称为并出现在所谓的失速冲角处。在比失速冲角大的冲角处，cl降低。如果cl的这个降低是逐步的而不是急剧的，则翼型被认为具有易控制的失速特性。节段曳力系数cd也随着冲角而改变，且也取决于雷诺数和翼型的形状。对于翼型节段，cd等于曳力除以动压力的量乘以翼弦。在图5中且在本文的超静音螺旋桨的优选实施方案中，最主要的设计目标是设置一直沿着叶片的螺旋桨叶片角以具有大冲角，其实现在起飞空速和rpm下的近最大值cl，同时保持cd尽可能低。这些近最大值cl值提供大量升力和推力。在这个实施方案中，起飞空速是54mph，并且rpm是650。这个设计目标目的在于以最有效和最安静的方式满足起飞所必需的大量升力和推力。这涉及设置叶片角，使得在正常操作期间沿着叶片的任何位置决不达到失速冲角，该角在图5中被标记为520。它也意味着使用高展弦比然而具有足以容忍所需的大量推力的刚度和强度的螺旋桨叶片。高展弦比将螺旋桨叶片的湿润区域和绝对厚度保持到最小值，这帮助降低噪声。超静音螺旋桨的翼型的理想起飞冲角在这种情况下和在这个叶片站位处在图5中的曲线图中的1a处被示为11°并提供1.5的cl。线510如果在曲线图上被向左跟随则揭示这个1.5cl是可在没有曳力系数(cd)的急剧增加的情况下使用的最高cl。当这个超静音螺旋桨实施方案在120mph的巡航空速和290rpm下操作时，它的叶片由螺旋桨毂旋转过大约27°，使得在这个叶片站位处的新冲角是-2.4°，并且cl刚好在0.4之下，如在图5中的1b处所示的。通过左边的接下来的线500将看到，这个0.4cl相应于刚好0.011的cd。0.4的cl是可在这个翼型的曳力曲线显示cd的稳定增加之前使用的最低cl。对沿着超静音螺旋桨叶片的跨距使用的每个翼型重复用于对这里所述的高cl选择最佳起飞冲角的过程。在确定沿着叶片的跨距的末级螺旋桨叶片角时使用所得到的冲角连同其他参数。
图6示出按比例绘制的超静音螺旋桨的两个示例性实施方案的正面平面图。最上面的螺旋桨有具有在叶片之间的相等间距的7个叶片，并且底部叶片有也具有相等间距的6个叶片。6叶片版本有具有16.67％较大翼弦的叶片，以便具有与7叶片版本相同的总叶片面积。这些螺旋桨也被示为具有零叶片扭转，以便更好地描绘它们的平面图形状。对于每个螺旋桨，参考数字表示相同的特征。参考数字600描绘叶片尖端。参考数字610描绘在它的0.75r或75％叶片站位处的叶片的尾缘。参考数字620描绘叶片的最里面的翼型，其中它离开流线型旋转器。参考数字630描绘螺旋桨的中心推力轴线。参考数字640描绘安装在毂内部的螺旋桨叶片的圆颈部的外部限制。注意，每个叶片的圆颈部在这里被示为具有在它的内端处的圆毂且没有它的叶片保持夹660。参考数字650描绘围住毂和叶片颈部的最里面的部分的流线型旋转器的外圆周以及它的倒角到最里面的叶片翼型的转变。在图6的左侧上也描绘一般7叶片可控桨距螺旋桨毂。参考数字660描绘位于这个毂内部的七个螺旋桨叶片保持夹之一。参考数字670描绘螺旋桨毂的中心圆螺旋桨安装用法兰，其将毂附接到喷气式发动机单元(电动机或发动机)。每个叶片保持夹一般具有在它的内表面上的凸轮随动销，其在图6中被示为杆680。在毂中的每个凸轮随动销可由在毂内部的小电动机(未示出)移动相等的量，以便将每个螺旋桨叶片相同地旋转到适合于期望推力和rpm的叶片角。参考数字650描绘围住7叶片毂的流线型旋转器的外圆周。
图7示出按比例绘制的示例性高展弦比超静音螺旋桨叶片的平面图和立视图。翼型形状的变化所出现于的叶片站位由穿过叶片绘制的实线示出。为了概念清楚起见移除了叶片扭转。所示示例性螺旋桨具有从它的推力轴线到它的尖端的60英寸半径，在流线型旋转器的外壳外部有52.468英寸的被暴露叶片半径。它具有3.542英寸的平均叶片翼弦、186.88平方英寸的实际被暴露叶片面积和14.73的叶片展弦比。在650rpm和54mph下，509磅的最大起飞推力在7个这样的螺旋桨叶片之间相等地划分，导致每叶片72.7磅的推力。这产生每个叶片的被暴露面积的每平方英寸仅仅0.389磅或每平方英尺56磅的平均载荷。这个10英尺直径螺旋桨的标称盘载荷是螺旋桨盘的每平方英尺6.48磅。在图7中描绘的本实施方案的最好创新之一是满足在低rpm下的最大起飞推力与在非常高的升力系数处在没有失速的情况下操作的足够刚度、相对低的盘载荷和高展弦比的超静音抗振螺旋桨的组合。在图7中示出螺旋桨叶片，它的柄被包围在16英寸直径的圆中，这表示围住螺旋桨毂的流线型旋转器。示出相对于叶片站位的斐波那契间隔、界标和它们的距离，翼型形状和厚度的振动阻尼变化在叶片站位处发生。参考数字700指示在60英寸站位处的螺旋桨叶片的尖端，其中r/r是1.0并且翼型厚度比是8.8％，叶片厚度是0.114英寸并且翼弦是1.3英寸。参考数字710指示55英寸站位，其中r/r是55/60＝0.916并且翼型厚度比是8.8％，叶片厚度是0.150英寸并且翼弦是1.709英寸。参考数字720指示粗线，其标记在从叶片尖端内侧的5.94英寸处的第一斐波那契间隔的界标。在这里示出翼型形状的快速变化，其中叶片的横截面面积比在外侧叶片段之上增加得快得多。如横越以每个斐波那契界标为中心的1英寸(25.4)mm跨距段测量的叶片的横截面面积的变化率是横越相邻的外侧斐波那契间隔的跨距测量的平均变化率的至少1.5倍大。参考数字730标记47英寸叶片站位，其中r/r是47/60＝0.783并且翼型厚度比是10.8％，叶片厚度是0.281英寸并且翼弦是2.6英寸。参考数字740标记46英寸叶片站位，其中r/r是46/60＝0.766并且翼型厚度比是11.5％，叶片是0.299英寸并且翼弦是2.601英寸。参考数字750指示标记第二斐波那契间隔的内部界标的粗水平线，该内部界标是第一斐波那契间隔的界标内侧的8.91英寸。再次，存在在第三斐波那契间隔的这个界标之上的叶片的横截面面积的突然变化。参考数字760标记31英寸叶片站位，其中r/r是31/60＝0.516并且翼型厚度比是12.7％，厚度是0.525英寸并且叶片翼弦是4.130英寸。参考数字770标记第三斐波那契间隔的内部界标，其是第二斐波那契间隔的界标内侧的14.85英寸。再次，存在在第三斐波那契间隔的这个界标之上的叶片的横截面面积的突然变化。参考数字780标记29英寸叶片站位，其中r/r是29/60＝0.483并且翼型厚度比是14％，叶片厚度是0.604英寸并且翼弦是4.315英寸。参考数字790标记21英寸叶片站位，其中r/r是21/60＝0.35并且翼型厚度比是15.4％，叶片厚度是0.688英寸并且翼弦是4.465英寸。791标记11英寸叶片站位，其中r/r是11/60＝0.183并且翼型厚度比是18.0％，叶片厚度是0.862英寸并且翼弦是4.789英寸。792标记10英寸叶片站位，其中r/r是10/60＝0.166并且翼型厚度比是20％，叶片厚度是0.966英寸并且翼弦是4.83英寸。793标记9英寸叶片站位，其中r/r是9/60＝0.150并且翼型厚度比是22％，叶片厚度是1.093英寸并且翼弦是4.97英寸。794标记8英寸叶片站位，其与旋转器外壳相切并且其中r/r是8/60＝0.133。这个8英寸叶片站位具有26.9％的翼型厚度比、1.512英寸的叶片厚度以及5.62英寸的翼弦。这些相同的叶片尺寸被维持在下一内侧站位795处，其中叶片从旋转器外壳显露出来。在由795指示的位置处开始，叶片形状开始它到圆颈部内的转变。在图9中详细描述了该转变。参考数字796标记叶片的颈部，其中它的2英寸直径的圆柱形颈部开始它的向外形状到叶片翼型的形状的转变。这个颈部位置用作在非扭转叶片上的斐波那契间隔计算的第一次通过的内部界标，并被假设是最大叶片弯曲载荷和振动模式1的节点的位置。来自797的箭头标记在立视图中的几何中心线。798标记在平面图中的叶片的几何中心线或轴线。799标记穿过平面图的几何中心线与叶片的推力轴线的垂直交叉点横截面的水平线。
对量化在这个实施方案中沿着在每个斐波那契间隔的界标的位置处的螺旋桨叶片出现的螺旋桨叶片翼型形状的横截面面积的步进式变化的量的分析揭示了这些变化的可接受的范围。在表1和表2中概述了此分析。
表1
在这个表中使用的方法是比较在每个沿翼展方向的斐波那契间隔的开始和末尾处的非扭转螺旋桨叶片翼型的横截面面积并使用这些来确定在那个间隔之上出现的面积的变化率。这些变化率值然后与在以每个斐波那契界标为中心的叶片跨距的1英寸(25.4mm)部分之上出现的翼型横截面面积的较大变化率比较。这个比较揭示以每个斐波那契界标为中心的跨距的每英寸翼型横截面面积的变化率超过在包括在斐波那契界标远侧的斐波那契间隔的叶片跨距的整个较大部分上取平均的每英寸翼型横截面面积的变化率的值的大约2.5倍。例如，第一斐波那契间隔(其长度是从在叶片站位60处的螺旋桨叶片的尖端向内测量的5.94英寸)在叶片站位54.06处终止。叶片翼型面积改变了跨越那个斐波那契间隔的每英寸仅仅0.0156平方英寸，如在表1中所示的。叶片翼型面积以较高的速率改变，跨越以叶片站位54.06为中心的短的一英寸叶片跨距的每英寸0.0413平方英寸，叶片站位54.06是那个最外面的斐波那契间隔的斐波那契界标。从面积变化的这个比较和在表1中分析的其他间隔的比较以及下面的知识中：在每个斐波那契间隔的界标处的翼型面积的有意选择的和突然的步进式变化必须足够大以实质上干扰共振振动但足够小以不过度产生应力梯级、沿翼展方向的气流和旋涡噪声，于是很明显，示例性螺旋桨叶片应具有在斐波那契间隔处的横截面面积的增加的变化率，其至少更大大约1.5倍或更多、更大大约2.0倍或更多、更大大约2.5倍或更多、更大大约3.0倍或更多、更大大约3.5倍或更多以及是在横截面面积的这些增加的变化率之间并包括这些增加的变化率的任何范围。然后为了本发明的目的，在每个斐波那契间隔的界标处的每英寸叶片翼型横截面面积的这样的变化的可接受和相关的范围是沿着外侧和相邻斐波那契间隔的长度出现的每英寸横截面面积的变化率的1.5和3.5倍之间大，包括1.5和3.5倍，如在表1中所示的。1.5到3.5倍的这个范围将同样适用于在完全重复的扭转螺旋桨叶片中的步进式面积变化，该扭转螺旋桨叶片的波跨距和斐波那契间隔具有与在这个示例情况中的不同的值。注意，这个1.5到3.5倍范围并不相对于在被暴露叶片的整个跨距上出现的平均叶片横截面面积变化来确定，而是仅相对于沿着外侧和相邻斐波那契间隔的跨距的横截面面积变化来确定。体现斐波那契策略的横截面面积的这些策略性地定位的、突然的步进式变化是这个超低噪声螺旋桨叶片设计创新的整体部分，因为它们使叶片能够具有安静和有效的高展弦比平面图，同时维持足够的结构整体性和对共振振动模式1、2和3的抵抗性。
在图8中，在超静音螺旋桨叶片的这个实施方案中使用的翼型被示为按比例绘制，并以它们相对于在附图的中间所示的水平线的相应叶片角倾斜。由参考数字801指示的那条线垂直于螺旋桨的推力轴线并表示螺旋桨盘的假想平面。每个翼型包含+符号，其位置在本发明的优选实施方案中表示螺旋桨的圆柱形叶片根部的径向投影的轴向中心线。在这个优选实施方案中，由参考数字800指示的这个“+”符号一致地以叶片翼弦的50％处和在上翼型表面和下翼型表面之间的半途为中心，该半途是每个翼型的中心点。因此，这些+符号位置相应于具有零度掠角的螺旋桨叶片。图8中的翼型各自针对沿着叶片的不同叶片站位，该叶片具有60英寸的总半径r并包括在10英尺直径的示例性7叶片螺旋桨中的七个叶片之一。如图8所示，每个翼型的叶片角β考虑在650rpm和54mph下在最大推力下用75kw的功率的起飞操作期间涉及的螺旋桨桨距、局部冲角和局部空气入流角
表2：
在图9中，从螺旋桨叶片的圆的圆柱形颈部到螺旋桨叶片的翼型形状的在形状上的转变被描绘为逐渐增加的面积的一序列被编号的形状。每个形状出现在特定的叶片站位处，且每个形状具有翼弦和高度以及横截面面积。在图9中规定的形状是超静音螺旋桨叶片的优选实施方案的形状。这些形状跨越刚好1英寸的短跨距有意地从柄的圆颈部转变到叶片翼型，以便在叶片从流线型旋转器显露出来的点处得到功能性翼型形状。在图9中的参考数字900处描绘的叶片的圆柱形颈部简单地是2英寸直径的圆(在这个序列中的最里面的形状)。这个形状存在于6.532英寸的叶片站位处。它的面积是π，即3.14159平方英寸。参考数字910标记在形状的转变中的第一步骤，且它的稍微不圆的形状是在6.632英寸的叶片站位处的最里面的圆形形状的外侧刚好0.1英寸。它的翼弦是2.064英寸并且它的厚度是1.985英寸。它的面积比在3.217平方英寸处的最里面的站位稍微大。参考数字920标记在形状的转变中的第二步骤，且它的形状出现在6.732英寸叶片站位处。参考数字920具有2.128英寸的翼弦、1.964英寸的厚度和3.28平方英寸的面积。参考数字930标记在形状的转变中的第三步骤，且它的形状出现在6.832英寸叶片站位处。参考数字930具有2.256英寸的翼弦、1.936英寸的厚度和3.43平方英寸的面积。参考数字940标记在形状的转变中的第四步骤，且它的形状出现在6.932英寸叶片站位处。参考数字940具有2.45英寸的翼弦、1.897英寸的厚度和3.65平方英寸的面积。参考数字950标记在形状的转变中的第五步骤，且它的形状出现在7.032英寸叶片站位处。参考数字950具有2.70英寸的翼弦、1.84英寸的厚度和3.90平方英寸的面积。参考数字960标记在形状的转变中的第六步骤，且它的形状出现在7.132英寸叶片站位处。参考数字960具有3.075英寸的翼弦、1.77英寸的厚度和4.28平方英寸的面积。参考数字970标记在形状的转变中的第七步骤，且它的形状出现在7.232英寸叶片站位处。参考数字970具有3.65英寸的翼弦、1.674英寸的厚度和4.675平方英寸的面积。参考数字980标记在形状的转变中的第八步骤，且它的形状出现在7.332英寸叶片站位处。参考数字980具有4.266英寸的翼弦、1.592英寸的厚度和4.99平方英寸的面积。990标记在形状的转变中的第九步骤，且它的形状出现在7.432英寸叶片站位处。参考数字990具有4.93英寸的翼弦、1.55英寸的厚度和5.53平方英寸的面积。参考数字991标记在形状的转变中的第十步骤，且它的形状出现在7.532英寸叶片站位处。参考数字991具有5.62英寸的翼弦、1.513英寸的厚度和5.63平方英寸的面积。参考数字991是具有26.9％的厚度比的实际翼型。参考数字992标记在形状的转变中的第十一步骤，且它的形状出现在8英寸叶片站位处。992具有与991相同的形状。参考数字993标记在形状的转变中的第十二步骤，且它的形状出现在9英寸叶片站位处。参考数字993具有4.97英寸的翼弦、1.094英寸的厚度和3.668平方英寸的面积。参考数字993是22％厚度比的实际翼型。994标记螺旋桨叶片的轴向中心，其也是它的对称轴和叶片由可控桨距毂旋转所在的轴，以便控制叶片的桨距角。
对于图9，尺寸使用下面的图例标示用于2英寸圆叶片颈部：所有尺寸都以英寸为单位。
叶片颈部细节：叶片倒角水平和竖直尺寸的图例，其中x表示水平尺寸，并且y表示竖直尺寸；
在毂外部的叶片站位#：以英寸为单位的局部半径r，线描绘类型(虚线、实线、有阴影线或pt.厚度)：半径x/半径y/直径x/直径y/在面积中的平方英寸/混杂
图9的图例：
0.0：r＝6.532英寸粗黑圆圈：1.0/1.0/2.0/2.0/3.14159平方英寸圆颈部
1.0：r＝6.632英寸0.1pt：1.032/0.9925/2.064/1.985/3.2174平方英寸
2.0：r＝6.732英寸虚线：1.064/0.982/2.128/1.964/3.2821平方英寸
3.0r＝6.832英寸0.5pt：1.128/0.968/2.256/1.936/3.4299平方英寸
4.0r＝6.932英寸点线：1.225/0.949/2.450/1.897/3.6518平方英寸
5.0r＝7.032英寸0.85pt：1.350/0.920/2.700/1.840/3.9014平方英寸
6.0r＝7.132英寸虚线-点线：1.5375/0.886/3.075/1.771/4.2791平方英寸
7.0r＝7.232英寸阴影线：1.8245/0.837/3.649/1.674/4.6756平方英寸
8.0r＝7.332英寸虚线-点线-点线：2.133/0.7895/4.266/1.592/4.9946平方英寸
9.0r＝7.432英寸2.0pt：2.465/0.776/4.930/1.552/5.5316平方英寸
10.0r＝7.532英寸无填充：2.81/0.7565/5.62/1.513/5.6259平方英寸/翼型26.9％@旋转器外壳
11.0r＝8.0英寸无填充：2.81/0.7565/5.62/1.513/5.5259平方英寸翼型26.9％
12.0r＝9.0英寸无填充：2.485/0.547/4.97/1.094/3.6681平方英寸/翼型22.0％
图10是示出螺旋桨叶片角和力矢量的简单图。螺旋桨的螺旋桨矢量箭头1000平行于它的旋转平面并垂直于推力矢量箭头1008。扭矩箭头和推力箭头是从翼型的升力矢量箭头1001按比例的。所有这三个箭头被示为起源于一般螺旋桨叶片翼型参考数字1002的25％翼弦。参考数字1003指示示出飞行方向的箭头。参考数字1004是垂直于推力方向的螺旋桨旋转平面。虚线箭头参考数字1005是相对风的方向，且它与螺旋桨旋转平面分离的角度确定被称为
图11用一些放大的尺寸描绘包括在斐波那契界标处的横截面面积的步进式变化的示例性螺旋桨叶片的组合叶片角和成形策略。它示出包括叶片形状的步进式变化并具有在它们的透视叶片角和冲角处的它的一些翼型的选择的示例性高展弦比非扫掠螺旋桨叶片的按透视法缩短的斜侧视图，冲角包括在螺旋桨叶片尖端处的负冲角。图11中的下部图像描绘同一叶片，但具有在叶片尖端处的+10°的尾部掠角。图11还示出以适合于具有七个相等地间隔开的叶片的螺旋桨的间距从旋转器发散的两个其他螺旋桨叶片的参差不齐的截断短柱。所示叶片角β和冲角α属于在起飞时在75kw和650rpm下在54mph下操作的示例性10英尺直径螺旋桨。在附图中所示的几个不同的叶片角或贝塔(β)角各自被附加有指示它们的以英寸为单位的叶片站位的下标数字。这些β角可被看到在所描绘的每个翼型处沿着叶片从它的尖端朝着旋转器逐渐增加，使得β60＜β55＜β46＜β29＜β11。所示叶片具有如从推力轴线到叶片的尖端测量的60英寸的叶片跨距r。类似地，图11所示的几个不同的冲角或阿尔法(α)角各自被附加有指示它们的以英寸为单位的叶片站位的下标数字。在图11中，参考数字1100指向曲线，其箭头指示螺旋桨的旋转方向。参考数字1101指向在螺旋桨尖端处的最外面的翼型的尾缘，其是60英寸叶片站位。注意，在这个尖端位置处，叶片翼型具有冲角α□□，其在-6.4°处是负的，以及与对所示的所有其他翼型的情况不同，描绘在这个60英寸叶片站位处的相对风方向的参考数字1112指向翼型的上表面。相对风的这个反常方向是由于本发明的在尖端附近的叶片角的异常减小，且是创建负推力和反向尖端旋涡(其降低噪声)的深思熟虑的策略。参考数字1102指向在55英寸叶片站位处的翼型的尾缘，其中相应的叶片角被描绘为β55并且相应的局部冲角被示为α□□。参考数字1103指向沿着尾缘的凸出部分，其代表在第一斐波那契间隔的斐波那契界标的叶片站位位置处的叶片横截面面积的策略性地放置的增加的放大描绘。相应的放大凸出部分也在这个叶片站位处的前缘处示出。参考数字1104指向在46英寸叶片站位处的翼型的尾缘，其中相应的叶片角被示为β46，并且相应的冲角被示为α46。参考数字1105指向沿着尾缘的凸出部分，其代表在第二斐波那契间隔的斐波那契界标的叶片站位位置处的叶片横截面面积的策略性地放置的增加的放大描绘。相应的放大凸出部分也在这个叶片站位处的前缘处示出。参考数字1106指向沿着尾缘的凸出部分，其代表在第三斐波那契间隔的斐波那契界标的叶片站位位置处的叶片横截面面积的策略性地放置的增加的放大描绘。相应的放大凸出部分也在这个叶片站位处的前缘处示出。参考数字1107指向在29英寸叶片站位处的翼型的尾缘，其中相应的叶片角被描绘为β29，并且相应的冲角被描绘为α29。参考数字1108指向在11英寸叶片站位处的翼型的尾缘，其中相应的叶片角被描绘为β11。注意，β11是比所示出的更靠近外侧的叶片角大得多的角，反映在这个螺旋桨叶片中的大量扭转。参考数字1109指向沿着尾缘的凸出部分，其代表在刚好在旋转器外部的叶片颈部区域处的第四斐波那契间隔的斐波那契界标的叶片站位位置处的叶片横截面面积的策略性地放置的增加的放大描绘。相应的放大凸出部分也在这个叶片站位处的前缘处示出。参考数字1110指示围住7叶片螺旋桨毂(未示出)的流线型中心旋转器的尾缘。参考数字1111指向在螺旋桨叶片尖端处的反常-6.4°角。如上面所提到的，参考数字1112指向显示在螺旋桨尖端处的相对风或风入流的方向的箭头。参考数字1113指向在46英寸叶片站位处的叶片角，其也被标记为β46。参考数字1114指向直的竖直线之一，其代表螺旋桨的旋转平面，从该参考测量所示叶片角。参考数字1115指向显示在29英寸叶片站位处的翼型处的相对风或空气入流的方向的箭头。参考数字1116指向在29英寸叶片站位处的翼型的翼弦线。参考数字1117指向五个+号之一，其沿着叶片轴对齐并描绘所示的五个翼型中的每个。中心点是在翼型的前缘和尾缘之间等距的并在翼型的上表面和下表面之间半途的点。沿着叶片跨距的每个翼型的所有这些“+”号在它们的翼型的中心点处对齐并在代表螺旋桨叶片的叶片轴1120的虚线上，使这成为具有零掠角的螺旋桨叶片。参考数字1118指向螺旋桨的仅被显示为从旋转器离开的短柱的其他叶片之一。参考数字1119示出旋转器表面到螺旋桨叶片短柱的前缘的滑动配合，以及在这个点处和这个点到旋转器尾缘的向后部的旋转器的形状本质上是16英寸直径的圆柱体的形状。参考数字1121指向当叶片尖端具有相对于叶片轴1120的+10°后部叶片掠角时从在0.75r叶片站位处的叶片的中心点穿过叶片尖端的中心点绘制的线。参考数字1122指向代表具有+10°后部掠角的叶片尖端的轮廓的虚线。参考数字1123指向从在0.75r叶片站位处的叶片的中心点穿过叶片尖端的假想中心点绘制的线，前提是如果这样的叶片尖端具有前向-10°叶片掠角。
图12描绘与图8中相同的翼型形状、尺寸和叶片角，除了图12中的那些翼型形状、尺寸和叶片角是图8中的那些翼型形状、尺寸和叶片角的镜像并代表将在优选螺旋桨系统中使用的那些翼型形状、尺寸和叶片角以外，优选螺旋桨系统的标称旋转方向与在图8中描绘的螺旋桨翼型的旋转方向相反。在图12中示出的参考数字相应于在图8中使用的参考数字，除了它们以12而不是8继续进行以外，如在下面的例子中的：图8中的参考数字808、809和810是在图12中分别用参考数字1208、1209和1210被示为镜像的翼型的标签。
本发明的示例性实施方案是最大限度地利用本文所述的降噪策略的实施方案。它在图6、图7、图8、图9、图11和图12中被示为10英尺直径螺旋桨，其具有带有在斐波那契间隔的界标处的步进式形状变化的直的高展弦比复合叶片、被调整以产生期望起飞推力分布的fba、在低雷诺数处工作良好的高升力系统层流翼型、作为对它的碳纤维复合叶片的核心材料的内部芳族聚酰胺纤维编带、cfd修整的沿翼展方向的压力梯度优化和在起飞期间在低rpm操作处的高推力。它的叶片颈部安装在16英寸直径旋转器内部。它被设计为在54mph下在650rpm下释放具有75kw的509磅的推力。叶片被保持在按需要为每个叶片提供相同的桨距设置的快速调节的7叶片电力可控的毂中。
对本领域技术人员将明显，可在本发明中做出各种修改、组合和变化而不偏离本发明的范围。可以用任何适当的方式修改和/或组合本文所述的特定实施方案、特征和元件。因此，意图是本发明涵盖本发明的修改、组合和变化，设若它们在所附权利要求及其等效形式的范围内。
下面的参考资料的全部内容特此通过引用并入本文：
1http://www.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a801204.pdf(arthurf.deming，1940年nacatn747)。本论文将螺旋桨噪声分成两个类别：旋转噪声或旋涡噪声。
2http://www.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a801336.pdf(hicks和hubbard，1947年)。本论文确认缓慢旋转的7叶片螺旋桨导致降低的噪声，但该降低的噪声是不可预测的且没有被充分解释。本发明目的在于用新的叶片设计策略克服此情况，以控制漩涡和振动。
3http://www.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/779773.pdf(griffitth等人，1974年)。本论文说明来自大直径缓慢旋转的螺旋桨的低噪声，所述螺旋桨的叶片形状(翼弦和锥度)与本发明根本不同。在这个研究中作为不可解释的因素的占优势的旋涡噪声需要广泛的敷衍因素应用于空军的噪声预测软件。见14-50页。
4http://www.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/731156.pdf(brown和ollerhead，1971年)。本论文证实用于旋转螺旋桨的若干欠佳理解和可变噪声源的存在，并确认这些噪声源中的一些在非常低的尖端速度下占优势。它还确认叶片失速和到湍流的转变增加了噪声，尖端噪声是主要因素，并且所有噪声源被累加且因此必须被处理。
5https://www.ncbi.nlm.nih.gov/pmc/articles/pmc2954552/(欧洲机场噪声调查)。在这个参考资料中的图2示出多个噪声耐量调查的合成，这些调查确认对超静音螺旋桨的需要并说明以db为单位的在小型飞机场边界处必须被维持的非常低的噪声水平。
6https://www.gpo.gov/fdsys/pkg/cfr-2011-title36-vol1/xml/cfr-2011-title36-vol1-chapi.xml(nationalparkserviceregulations，2.12章)。本论文将在50英尺边线处的50dba的噪声限制确认为在安静的国家公园中使用的装置例如无线电装置和发电动机的限制。
7http://m-selig.ae.illinois.edu/pubs/brandtselig-2011-aiaa-2011-1255-lrn-propellers.pdf。本论文证明在低于100,000的雷诺数的情况下，最大螺旋桨效率仅为0.65，并支持本发明的设计成在低雷诺数处运转良好的翼型的策略性使用。
8http://m-selig.ae.illinois.edu/pubs/detersanandaselig-2014-aiaa-2014-2151.pdf。本论文确证低于100,000的雷诺数与低水平的螺旋桨效率相关。
9https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19880014604.pdf。这个1987年的关于有意干扰和减弱振动节点的不规则刚度间隔的townsendnasa论文表明锥形波束的振动模式长度和振幅可通过波束刚度的周期性变化来改变，证实本发明的对这样的周期性变化的使用可减弱振动并从而减弱噪声。
10http://journals.sagepub.com/doi/pdf/10.1177/1077546314528964。这个2014年的论文证明通过使用可调谐振动中和器创建节点来实现在波束上的期望位置处的振动减少的原理。
11http://ethesis.nitrkl.ac.in/5005/1/vibration_analysis_of_tapered_beam.pdf。这个2014年的论文提出锥形波束的振动分析，并证实有限元建模能够预测变化的波束锥度(叶片锥度)对振动模式和节点位置的影响。
12http://citeseerx.ist.psu.edu/viewdoc/download？doi＝10.1.1.1016.3081&rep＝rep1&type＝pdf。这个1966年的nasa论文研究了锥形悬臂波束振动节点位置。第69页表明模式1的节点本质上保留在根部处，且在模式2的节点之间的间距在锥度比的全部根本变化中相对小地改变。当锥度比根本改变时，对锥形梁的模式3的节点间距基本上保持恒定。扭转比锥度更多地改变节点间距。
13https://calhoun.nps.edu/bitstream/handle/10945/14314/investigationofe00klet.pdf？sequence＝1。本论文陈述“扭转对梁的基频……有非常小的影响。这个频率非常轻微地增加，因为扭转增加了整整30度。在扭转的40.4度处得到的数据点指示有频率的更快升高的可能性，因为扭转在这个点之外增加。”(第12页)[以及在第14页上顶部陈述]：“注意，节点线倾向于朝着梁的自由端移动，因为扭转增加到大约20度”。
14https://vtol.org/files/dmfileumd_20051.pdf。atlashelicopter论文：第19页引用下文“只对复合物(叶片)可能的另一关键因素是在弯曲和扭曲模式之间的联接的引入”。它然后继续描述在旋翼叶片中的im7石墨而不是石墨和芳族聚酰胺纤维(“kevlar”)的混合物的使用。通过使用混合纤维类型和新颖的编织纤维放置来优化在弯曲和扭曲模式之间的联接是本发明中的创新之一。
15http://pubs.sciepub.com/jmdv/1/1/4/。这个2013年的论文证明在波束中的复合纤维定向可有效地提高它们的振动模式频率。它支持本发明的使用这种技术来消除螺旋桨叶片噪声的策略。
表3提供参考段落，其中在整个说明书中使用所选择的术语。
表3：
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