具体实施方式

权利要求书和说明书中，除非另有限定，术语“第一”、“第二”或“第三”等，都是为了区别不同对象，而不是用于描述特定顺序。

权利要求书和说明书中，除非另有限定，术语“中心”、“横向”、“纵向”、“水平”、“垂直”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系乃基于附图所示的方位和位置关系，且仅是为了便于简化描述，而不是暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或以特定的方位构造和操作。

权利要求书和说明书中，除非另有限定，术语“固接”或“固定连接”，应作广义理解，即两者之间没有位移关系和相对转动关系的任何连接方式，也就是说包括不可拆卸地固定连接、可拆卸地固定连接、连为一体以及通过其他装置或元件固定连接。

权利要求书和说明书中，除非另有限定，术语“包括”、“具有”以及它们的变形，意为“包含但不限于”。

权利要求书和说明书中，除非另有限定，术语“波浪形”是指第一投影沿第一方向包括交替排列的至少一个波峰和至少一个波谷，波峰较波谷更远离旋转轴。其中，波峰顶端离旋转轴最远，沿第一方向，从波峰的起点至顶端与旋转轴的距离逐渐增大，从顶端至波峰的终点与旋转轴的距离逐渐减小。波谷底端离旋转轴最近，沿第一方向，从波谷的起点至底端与旋转轴的距离逐渐减小，从底端至波谷的终点与旋转轴的距离逐渐增大。

下面将结合附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

实施例一

参见图1、图2和图3，图1、图2和图3示出了实施例一的直升机旋翼桨叶1，直升机旋翼桨叶1绕旋转轴旋转。如图所示，直升机旋翼桨叶1包括桨叶本体2和四个等离子体射流发生器6。

本实施例中，桨叶本体2采用Clark YH翼形，其弦长为150mm。桨叶本体2设有前缘3、后缘4及位于前缘与后缘间的桨尖端面5，本实施例中，桨尖端面5垂直于桨叶本体2的展向，因此，桨尖端面5与过旋转轴的任一平面如存有交线，则该交线为平行于旋转轴的线段。在其他实施例中，该交线也可以不平行于旋转轴，或者呈光滑曲线。

桨叶本体2设有与四个等离子体发生器6一一对应的四个射流孔7。如图2所示，四个射流孔7沿前缘3至后缘4的第一方向布设，在本实施例中，第一方向平行于桨叶本体2的弦长方向。每个射流孔7一端连通对应的等离子体射流发生器6，另一端开口于桨尖端面5并位于靠近桨叶下表面的位置，开口直径为2mm。射流孔7的延伸方向与桨尖本体2的展向相同，即垂直于桨尖端面5。相邻的射流孔7的轴线间距为40mm，离前缘3最接近的射流孔7的轴线与前缘3距离为15mm，离后缘4最接近的射流孔7的轴线与后缘4的距离为15mm。

如图3所示，每个等离子体射流器6包括发生器本体61和两个电极63。发生器本体61由耐高温绝缘材料制成，其埋设于桨叶本体2内并设有与对应的射流孔7连通的等离子体发生腔62。两个电极63极性不同，可采用钨铜合金制成。两个电极63分别外接能够产生脉冲电压的电源并分别伸入等离子体发生腔62。两个电极63伸入等离子体发生腔62的端部之间形成间隔，该间隔的距离根据电源的相关参数确定。电极63与发生器本体61之间通过耐高温硅胶固定。电源用于产生脉冲激励电压，本实施例中，四个等离子体发生器6共用一个电源。加载电压后可使两个电极63之间的空气被高度电离形成等离子体并产生膨胀，等离子体通过与等离子体发生腔62连通的射流孔7沿桨叶本体2的展向喷射等离子体射流V_j。在电压值为零时，由于等离子体发生腔62内形成负压，气流从外部经射流孔7流入等离子体发生腔62中。

实施例二

参见图4、图5和图6，图4、图5和图6示出了实施例二的直升机旋翼桨叶1。如图所示，实施例二中的直升机旋翼桨叶1与实施例一中的直升机旋翼桨叶有以下不同：

实施例二中的桨叶本体2的桨尖端面5在垂直于旋转轴的平面上的第一投影沿第一方向呈波浪形。该第一投影包括交替排列且平滑过渡的四个波峰和三个波谷，相邻的波峰之间间距为波长，本实施例中波长为40mm，波谷最靠近旋转轴的底端与波峰最远离旋转轴的顶端沿桨叶本体2的展向之间的距离为波幅，本实施例中波幅为9mm；离前缘3最接近的波峰的顶端沿弦长方向与前缘的距离为15mm，离后缘4最接近的波峰的最顶端沿弦长方向与后缘的距离为15mm。由此，四个射流孔7的开口分别位于四个波峰最顶端。

本实施例中，桨叶本体的桨尖部分在厚度方向仍是均一的，波浪形构造与桨叶本体浑然一体，不会降低桨尖的结构强度。

为了验证实施例一与实施例二抑制桨尖涡的效果，还对实施例一、实施例二以及对比例一和对比例二进行了仿真计算。桨尖涡抑制效果可以从桨尖涡中心涡量值、桨尖涡的涡核直径、桨尖涡涡核旋转角速度三个维度评价。实施例中的桨尖涡中心涡量值相比对比例越小，桨尖涡的涡核直径相比对比例越大，桨尖涡涡核旋转角速度相比对比例越小，桨尖涡的抑制效果越好。

对比例一

参见图7和图8，对比例一与实施例一的区别在于没有四个等离子体射流器6，在桨叶本体2上也没有四个射流孔7。因此，对比例一可以检验实施例一相对对比例一的桨尖涡抑制效果。对比例一也可以检验实施例二相对对比例一的桨尖涡抑制效果。

对比例二

参见图9和图10，对比例二与实施例二的区别在于没有四个等离子体射流器6，在桨叶本体2上也没有四个射流孔7。因此，对比例二可以检验实施例二相对对比例二的桨尖涡抑制效果。对比例二也可以作为实施例一的桨尖涡抑制效果的对比。

对比例一、实施例一、对比例二和实施例二仿真计算中，来流V均平行于直升机的弦长方向，即垂直于桨叶本体2的展向。来流V速度均为100米/秒。

经过仿真计算，如图11所示，在桨叶本体2后一个弦长位置，垂直于来流方向的第一平面P上，对比例一中桨尖涡的截面如图12所示，实施例一中桨尖涡的截面如图13所示，对比例二中桨尖涡的截面如图14所示，实施例二中桨尖涡的截面如图15所示。可以明显看出，对比例一的桨尖涡中心涡量值最大，实施例二的桨尖涡中心涡量值最小，大约相当于对比例一的桨尖涡中心涡量值的30％，而实施例一的桨尖涡中心涡量值小于对比例一的桨尖涡中心涡量值且大于对比例二的桨尖涡中心涡量值。

图16示出了在第一平面P上，沿平行于桨叶本体2的展向的X轴方向的桨尖涡涡核横截面流速V_x。如图16所示，对比例一的桨尖涡涡核直径为29.4mm，实施例一的桨尖涡涡核直升为35.4mm，对比例一的桨尖涡涡核直径为44.5mm，而实施例二的桨尖涡涡核直径为74.1mm。由此可知，对比例一桨尖涡涡核直径最小也最紧致，而实施例二的桨尖涡涡核直升最大也最松散，实施例一的桨尖涡涡核直径大于对比例一的桨尖涡涡核直径且小于对比例二的桨尖涡涡核直径。

图16还示出了四个仿真计算例的桨尖涡涡核横截面流速V_x以及桨尖涡涡核横截面最大流速为V_xmax。其中，对比例一的V_xmax为44.8m/s，实施例一的V_xmax为42.9m/s，对比例一的V_xmax为31.2m/s，实施例二的V_xmax为29m/s。由此可知，实施例一的V_xmax相对对比例一的V_xmax降低了4.7％，对比例二的V_xmax相对对比例一的V_xmax降低了30.2％，实施例二的V_xmax相对对比例一的V_xmax降低了35.1％。

图17示出了四个仿真计算例的桨尖涡涡核旋转角速度。如图17所示，对比例一的桨尖涡涡核旋转角速度为3048rad/s，实施例一的桨尖涡涡核旋转角速度为2424rad/s，对比例二的桨尖涡涡核旋转角速度为1402rad/s，实施例二的桨尖涡涡核旋转角速度为782rad/s。

从以上四个仿真计算例的对比可知，在桨尖端面5开设射流孔7喷射等离子体射流，对桨尖涡的形成具有干扰作用。一方面等离子体射流V_j降低了桨尖端面速度，从而降低桨尖端面涡量值来抑制桨尖后缘处桨尖涡的强度；另一方面等离子体射流V_j通过抑制桨尖端面5和上方漩涡的形成与发展来抑制桨尖后缘处桨尖涡的形成和发展，因此能够有效抑制桨尖涡，降低桨-涡干扰噪声。

将桨尖端面5构造为波浪形，且在桨尖端面5的波峰顶端开设射流孔7喷射等离子体射流，能够充分利用仿生学原理，通过主-被动两种途径更有效抑制桨尖涡，更进一限制桨尖涡的强度，从而更显著地降低桨-涡干扰噪声。

上述说明书和实施例的描述，用于解释本申请的保护范围，但并不构成对本申请保护范围的限定。