2024年10月28日发(作者：谏碧莹)
第二十四届（2008）全国直升机年会论文
H425型直升机涵道尾桨桨叶设计
周艳红 鲁金华
（保定惠阳航空螺旋桨制造厂）
摘 要：本文简要介绍了H425型直升机涵道尾桨桨叶的研制，立足国内设计分析和试验
验证等技术，开展自行设计。描述了桨叶气动特性分析、结构及载荷计算、产品试制试验
以至装机试飞考核等主要过程。
关键词：涵道尾桨桨叶 气动特性 结构强度
1. 概述
H425型直升机是在Z9机基础上改进改型设计的高原型民用直升机，涵道尾桨的
技术关键是要求在直径、转速不变的条件下，吸收功率增加10％，拉力增大8%。为了
提高尾桨拉力，经论证采用桨叶数不变，重新设计尾桨叶气动外形的方案，对尾桨叶的
翼型进行重新设计，选用BAF12翼型替代原Z9尾桨叶NACA63A312翼型。设计改进
后对新、旧翼型进行气动吹风，用工程算法和计算流体力学（CFD）计算了尾桨各状态
下的气动性能，效果良好。同时根据Z9尾桨多年的外场使用经验，对尾桨叶结构进行
了针对性的设计改进。
同Z9尾桨叶相比主要改进内容如下：
把原尾桨叶翼型由NACA63A312改为BAF翼型，扭角和弦长保持不变；
改进尾桨叶根部结构，局部增加铺层；
KEVLAR梁按新翼型协调设计；
斜衬套改变设计形状，具有防扭功能并增加粘结面积。
2. 尾桨叶设计研制概况
2.1. 尾桨主要设计参数
旋转方向 左视顺时针方向
转速 3665r/min
直径 1100mm
桨叶片数 11片
桨叶翼型 BAF12
桨叶扭角 -7°
r=0.7实度 0.36
r=0.7安装角 8°
560
单片桨叶重量 0.43±0.01 kg
桨叶弦长 79mm
2.2. 气动设计
2.2.1. 气动吹风
对新、旧翼型在沈阳626所FL-1和北航D4风洞进行气动吹风测试，BAF翼型
阻力特性略好于NACA翼型，各M数下的Cy~α测试结果见图1：
1.6
Cyz
1.5
1.4
1.3
1.2
1.1
1.0
0.9
0.8
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
0.0
-0.1
-0.2
-0.3
-0.4
-0.5
-0.6
-0.7
-0.8
-20-15-10-53540
10-1 M=0.41
M＝0.41
Cyz
1.6
1.5
1.4
1.3
1.2
1.1
1.0
0.9
0.8
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
0.0
-0.1
-0.2
-0.3
-0.4
-0.5
-0.6
-0.7
-0.8
-20-15-10-53540
11-1 M=0.50
M＝
0.5
561
0246810
Cyz
10
1.5
8
1.0
0.5
6
0.0
4
-0.5
NACA63A312
BAF12
2
-1.0
α
0
-12-8-4832364044
图 M=0.2
M＝0.2
Cyz
1.6
1.5
1.4
1.3
1.2
1.1
1.0
0.9
0.8
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
0.0
-0.1
-0.2
-0.3
-0.4
-0.5
-0.6
-0.7
-0.8
-20-15-10-53540
12-1 M=0.62
M＝0.62
图1 各M数下的Cy~α测试结果
吹风结论如下：
M=0.41时，BAF翼型的最大升力系数比NACA翼型的最大升力系数大15.8%，
M=0.5时，BAF翼型的最大升力系数比NACA翼型的最大升力系数大8.4%，M=0.62
时，BAF翼型的最大升力系数比NACA翼型的最大升力系数小8.5%，BAF翼型在较
低的M数下有比NACA翼型更好的最大升力特性。
(1) 除了M=0.62，α=6
0
~10
0
范围内，BAF翼型的升阻特性好于NACA翼型；
(2) 两种翼型的俯仰力矩在升力失速前保持良好的线性，且俯仰力矩量值接近一致；
(3) 综合比较，BAF翼型的气动性能好于NACA翼型。
2.2.2. 气动计算
用涵道螺旋桨涡流理论和计算流体力学（CFD）分别计算了各状态下的气动性能，
工程算法计算结果表明选BAF12翼型设计的新机型涵道尾桨性能在有无侧风情况下均
优于Z9涵道尾桨，例如无侧风工况计算见下图2、3及表1：
800
BAF12翼翼翼H=0m)
NACA63A312翼翼翼H=0m)
BAF12翼翼翼H=6000m)
600
NACA63A312翼翼翼H=6000m)
400
V=0.0km/h
200
0
-200
-400
0-30-20-10102030
安装角
q
力
总
桨
k
尾
T
)
g
)
k
g
(
T
(
力
总
拉
桨
拉
旋
螺
4050
图2 无侧风不同翼型在不同高度下尾桨总拉力曲线
350
率
功
桨
W
尾
螺
P
（
P
k
）
)
k
W
(
率
功
桨
旋
300
250
200
150
100
50
0
-30-20
BAF12翼翼翼H=0m)
NACA63A312翼翼翼H=0m)
BAF12翼翼翼H=6000m)
NACA63A312翼翼翼H=6000m)
V=0.0km/h
-10
01020
安装角
q
304050
图3 无侧风不同翼型在不同高度下尾桨功率曲线
562
表1 BAF12翼型和NACA63A312翼型在不同安装角下气动力增量
尾桨桨叶安装角 功率增加量
q
0.7
37.06
36.22
35.00
30.00
27.00
25.00
P
w
(kW)
10.01
8.01
6.00
1.01
0.43
0.42
尾桨拉力增量
T
（kg）
21.94
19.91
17.24
6.93
3.77
2.49
桨叶拉力增量
T
p
（kg）
11.74
10.71
9.27
3.72
2.03
1.34
由表1说明BAF12翼型尾桨相对NACA63A312翼型尾桨，同一状态下吸收功率和
产生的拉力均得到增加，总的计算结果见表2：
表2 H425涵道尾桨与Z9涵道尾桨性能对比
项目
H425尾桨
Z9尾桨
增长率
无侧风
Fmax
692.36
650.50
6%
F’max
372.47
349.95
6.5%
P
331.16
305.18
Fmax
590.29
552.1
7%
正向侧风65km/h
F’max
318.2
297.1
7.1%
P
330
300
表中：Fmax——涵道尾桨最大拉力kgf
F’max——孤立尾桨最大拉力kgf
包边
P——需用功率
蒙皮布
泡沫
气动设计表明：用BAF12尾桨叶替代NACA312翼型，气动效果明显，拉力最大
增长率达到7.1％，基本达到了设计要求。
2.3. 结构强度设计
BAF
H425尾桨叶的结构布置和原Z9
翼型
相同，见图4：
叶梁
叶根套
斜衬套
隔套
球铰
专用螺栓
H425桨叶组件
图4 尾桨叶组件图
2.3.1. 桨叶结构和铺层设计
KEVLAR梁在保证缠绕匝数不变的基础上，按新翼型BAF12重新协调设计，
设计目标是扭转中心与原Z9保持一致，扭转阻力矩保持不变。
563
改进尾桨叶根部结构，在根部，上下翼面各增加一层单向预浸碳布，过渡型面
增大转接半径，沿弦向变半径变化，目的是改善工艺性能，增加可靠性。
包边上翼面弦向位置延伸增加2mm，与叶梁相接，下翼面延伸位置不变，保
持和Z9包边防护效果相同。
泡沫芯、加强条、碳条等内部结构件按新翼型BAF12协调，保持和原翼型的
重心一致。
斜衬套改变设计形状，增加粘结面积，改善受力分布。
新翼型尾桨叶内部结构及斜衬套形状见图5：
包边
蒙皮布
泡沫
BAF
翼型
叶梁
叶根套
斜衬套
图5 尾桨叶翼型图
2.3.2. 质量分析与强度校核
计算结果见表3：
隔套
球铰
专用螺栓
H425桨叶组件
对新设计的尾桨叶进行了质量分析和强度校核，并和原直九尾桨叶进行了对比，
表3 Z9尾桨叶与H425尾桨叶质量分析与强度校核对比
重量（g）
Z9叶片
（NACA63A312）
313.3
重量（g）
H425叶片
(BAF12)
结果表明：
327.8
重心位置
X=283.93mm
Y=30.9mm
重心位置
X=280.12mm
Y=30.2mm
强度储备系数
Kevlar布：MS1=3.29
碳布： MS2=1.82
叶根布： MS3=7.65
强度储备系数
Kevlar布：MS1′=2.59
碳布： MS2′=1.34
叶根布： MS3′=6.43
新翼型尾桨叶质量略高于Z9尾桨叶14.5g，叶片重心位置偏差不大，整台涵道尾
桨的质量满足《技术协议书》的要求。
由于新机型尾桨推力增大8%~10%，使得H425尾桨叶的综合应力明显提高，静
564
强度储备系数低于Z9尾桨叶，但仍能满足结构的强度要求。
2.3.3. 振动计算分析
对改型前后的尾桨叶用大型分析软件ANSYS8.0进行了有限元建模和数值仿真，
进行了动态特性对比分析，考虑到尾桨实际安装状态有些刚度系数难以模拟，仿真计算
时假设叶片根部固支，简图见图6：
图6 尾桨叶动态特性分析安装简图
数据仿真结果对比见下表4、表5：
表4 桨叶静态固有频率变化率
改型前
改型后
变化率
改型前
改型后
变化率
振动计算分析结论：
挥舞一阶
64.088
70.516
10.03%
挥舞一阶
107.87
111.88
3.7%
挥舞二阶
315.90
329.283
4.24%
挥舞二阶
359.99
376.62
4.6%
挥舞三阶
757.75
775.553
2.35%
挥舞三阶
820.57
837.86
2.1%
扭转一阶
463.10
468.164
1.09%
扭转一阶
472.83
476.25
1.09%
表5 桨叶额定转速旋转状态下固有频率变化率
改型前后振动频率变化不大，尤其是额定转速旋转状态下，小于5%，基本保持
不变。
2.3.4. 变距载荷计算
对Z9尾桨叶和新翼型尾桨叶进行了气动扭矩和离心扭矩计算，对比结果见表6：
表6 Z9和新翼型尾桨叶气动扭矩和离心扭矩计算对比
Z9尾桨叶
H425尾桨叶
最大气动扭矩
-1.718Nm
-1.897Nm
最大离心扭矩
-4.117Nm
-3.713Nm
扭矩和
5.835 Nm
5.61 Nm
H425尾桨叶的气动扭矩和离心扭矩之和偏小，由于Z9尾桨叶和H425尾桨叶
Kevlar梁的缠绕匝数相同，所以H425尾桨叶可以满足技术协议书要求：尾桨操纵力不
超过原Z9尾桨水平。
565
3. 尾桨叶试验验证
按照CCAR29部要求，对H425尾桨叶进行了以下试验：
新旧翼型吹风对比试验；
尾桨叶动力特性试验；
叶梁静力试验；
叶梁疲劳试验；
尾桨叶静力试验（旋转试验）；
尾桨叶疲劳试验（包括叶身和叶根）；
尾桨叶挥舞扭转标定试验。
试验结果表明，尾桨叶刚度特性、静强度和疲劳强度满足设计要求。
4. 装机试飞考核
对H425型直升机新研尾桨叶进行了装机试飞考核，所有试飞内容全部完成，升力
系统工作良好。飞行使用过程中，飞行姿态涵盖了悬停、平飞、爬升、盘旋和各种机动
动作，在各种飞行状态下，尾桨叶工作正常，未发生异常现象或故障，满足使用要求
。
5. 结论
H425尾桨叶已经通过设计定型评审，完成了所有试验验证工作和装机考核项目，
尾桨叶工作正常，性能稳定。H425尾桨叶翼型和结构设计当前在国内处于领先地位，
尾桨叶的研制成功表明，通过科学的决策和勇于创新精神，立足于国内设计研制可以尽
快缩短同西方先进技术的差距，为其它型号尾桨叶的研制提供宝贵的工程设计经验。
H425 Helicopter Ducted Tail Rotor Blade Design
Zhou Yan-hong Lu Jin-hua
(BaoDing HuiYang Aviation Propeller Factory)
Abstract: This paper introduces briefly the development of H425 helicopter ducted tail rotor
blade, based on national design analysis and test technology. describes the blades design and
manufacture process from blades aerodynamics characteristic analysis, structural design, load
calculation, production trial-manufacture test, and flight-test assess.
566
2024年10月28日发(作者：谏碧莹)
第二十四届（2008）全国直升机年会论文
H425型直升机涵道尾桨桨叶设计
周艳红 鲁金华
（保定惠阳航空螺旋桨制造厂）
摘 要：本文简要介绍了H425型直升机涵道尾桨桨叶的研制，立足国内设计分析和试验
验证等技术，开展自行设计。描述了桨叶气动特性分析、结构及载荷计算、产品试制试验
以至装机试飞考核等主要过程。
关键词：涵道尾桨桨叶 气动特性 结构强度
1. 概述
H425型直升机是在Z9机基础上改进改型设计的高原型民用直升机，涵道尾桨的
技术关键是要求在直径、转速不变的条件下，吸收功率增加10％，拉力增大8%。为了
提高尾桨拉力，经论证采用桨叶数不变，重新设计尾桨叶气动外形的方案，对尾桨叶的
翼型进行重新设计，选用BAF12翼型替代原Z9尾桨叶NACA63A312翼型。设计改进
后对新、旧翼型进行气动吹风，用工程算法和计算流体力学（CFD）计算了尾桨各状态
下的气动性能，效果良好。同时根据Z9尾桨多年的外场使用经验，对尾桨叶结构进行
了针对性的设计改进。
同Z9尾桨叶相比主要改进内容如下：
把原尾桨叶翼型由NACA63A312改为BAF翼型，扭角和弦长保持不变；
改进尾桨叶根部结构，局部增加铺层；
KEVLAR梁按新翼型协调设计；
斜衬套改变设计形状，具有防扭功能并增加粘结面积。
2. 尾桨叶设计研制概况
2.1. 尾桨主要设计参数
旋转方向 左视顺时针方向
转速 3665r/min
直径 1100mm
桨叶片数 11片
桨叶翼型 BAF12
桨叶扭角 -7°
r=0.7实度 0.36
r=0.7安装角 8°
560
单片桨叶重量 0.43±0.01 kg
桨叶弦长 79mm
2.2. 气动设计
2.2.1. 气动吹风
对新、旧翼型在沈阳626所FL-1和北航D4风洞进行气动吹风测试，BAF翼型
阻力特性略好于NACA翼型，各M数下的Cy~α测试结果见图1：
1.6
Cyz
1.5
1.4
1.3
1.2
1.1
1.0
0.9
0.8
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
0.0
-0.1
-0.2
-0.3
-0.4
-0.5
-0.6
-0.7
-0.8
-20-15-10-53540
10-1 M=0.41
M＝0.41
Cyz
1.6
1.5
1.4
1.3
1.2
1.1
1.0
0.9
0.8
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
0.0
-0.1
-0.2
-0.3
-0.4
-0.5
-0.6
-0.7
-0.8
-20-15-10-53540
11-1 M=0.50
M＝
0.5
561
0246810
Cyz
10
1.5
8
1.0
0.5
6
0.0
4
-0.5
NACA63A312
BAF12
2
-1.0
α
0
-12-8-4832364044
图 M=0.2
M＝0.2
Cyz
1.6
1.5
1.4
1.3
1.2
1.1
1.0
0.9
0.8
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
0.0
-0.1
-0.2
-0.3
-0.4
-0.5
-0.6
-0.7
-0.8
-20-15-10-53540
12-1 M=0.62
M＝0.62
图1 各M数下的Cy~α测试结果
吹风结论如下：
M=0.41时，BAF翼型的最大升力系数比NACA翼型的最大升力系数大15.8%，
M=0.5时，BAF翼型的最大升力系数比NACA翼型的最大升力系数大8.4%，M=0.62
时，BAF翼型的最大升力系数比NACA翼型的最大升力系数小8.5%，BAF翼型在较
低的M数下有比NACA翼型更好的最大升力特性。
(1) 除了M=0.62，α=6
0
~10
0
范围内，BAF翼型的升阻特性好于NACA翼型；
(2) 两种翼型的俯仰力矩在升力失速前保持良好的线性，且俯仰力矩量值接近一致；
(3) 综合比较，BAF翼型的气动性能好于NACA翼型。
2.2.2. 气动计算
用涵道螺旋桨涡流理论和计算流体力学（CFD）分别计算了各状态下的气动性能，
工程算法计算结果表明选BAF12翼型设计的新机型涵道尾桨性能在有无侧风情况下均
优于Z9涵道尾桨，例如无侧风工况计算见下图2、3及表1：
800
BAF12翼翼翼H=0m)
NACA63A312翼翼翼H=0m)
BAF12翼翼翼H=6000m)
600
NACA63A312翼翼翼H=6000m)
400
V=0.0km/h
200
0
-200
-400
0-30-20-10102030
安装角
q
力
总
桨
k
尾
T
)
g
)
k
g
(
T
(
力
总
拉
桨
拉
旋
螺
4050
图2 无侧风不同翼型在不同高度下尾桨总拉力曲线
350
率
功
桨
W
尾
螺
P
（
P
k
）
)
k
W
(
率
功
桨
旋
300
250
200
150
100
50
0
-30-20
BAF12翼翼翼H=0m)
NACA63A312翼翼翼H=0m)
BAF12翼翼翼H=6000m)
NACA63A312翼翼翼H=6000m)
V=0.0km/h
-10
01020
安装角
q
304050
图3 无侧风不同翼型在不同高度下尾桨功率曲线
562
表1 BAF12翼型和NACA63A312翼型在不同安装角下气动力增量
尾桨桨叶安装角 功率增加量
q
0.7
37.06
36.22
35.00
30.00
27.00
25.00
P
w
(kW)
10.01
8.01
6.00
1.01
0.43
0.42
尾桨拉力增量
T
（kg）
21.94
19.91
17.24
6.93
3.77
2.49
桨叶拉力增量
T
p
（kg）
11.74
10.71
9.27
3.72
2.03
1.34
由表1说明BAF12翼型尾桨相对NACA63A312翼型尾桨，同一状态下吸收功率和
产生的拉力均得到增加，总的计算结果见表2：
表2 H425涵道尾桨与Z9涵道尾桨性能对比
项目
H425尾桨
Z9尾桨
增长率
无侧风
Fmax
692.36
650.50
6%
F’max
372.47
349.95
6.5%
P
331.16
305.18
Fmax
590.29
552.1
7%
正向侧风65km/h
F’max
318.2
297.1
7.1%
P
330
300
表中：Fmax——涵道尾桨最大拉力kgf
F’max——孤立尾桨最大拉力kgf
包边
P——需用功率
蒙皮布
泡沫
气动设计表明：用BAF12尾桨叶替代NACA312翼型，气动效果明显，拉力最大
增长率达到7.1％，基本达到了设计要求。
2.3. 结构强度设计
BAF
H425尾桨叶的结构布置和原Z9
翼型
相同，见图4：
叶梁
叶根套
斜衬套
隔套
球铰
专用螺栓
H425桨叶组件
图4 尾桨叶组件图
2.3.1. 桨叶结构和铺层设计
KEVLAR梁在保证缠绕匝数不变的基础上，按新翼型BAF12重新协调设计，
设计目标是扭转中心与原Z9保持一致，扭转阻力矩保持不变。
563
改进尾桨叶根部结构，在根部，上下翼面各增加一层单向预浸碳布，过渡型面
增大转接半径，沿弦向变半径变化，目的是改善工艺性能，增加可靠性。
包边上翼面弦向位置延伸增加2mm，与叶梁相接，下翼面延伸位置不变，保
持和Z9包边防护效果相同。
泡沫芯、加强条、碳条等内部结构件按新翼型BAF12协调，保持和原翼型的
重心一致。
斜衬套改变设计形状，增加粘结面积，改善受力分布。
新翼型尾桨叶内部结构及斜衬套形状见图5：
包边
蒙皮布
泡沫
BAF
翼型
叶梁
叶根套
斜衬套
图5 尾桨叶翼型图
2.3.2. 质量分析与强度校核
计算结果见表3：
隔套
球铰
专用螺栓
H425桨叶组件
对新设计的尾桨叶进行了质量分析和强度校核，并和原直九尾桨叶进行了对比，
表3 Z9尾桨叶与H425尾桨叶质量分析与强度校核对比
重量（g）
Z9叶片
（NACA63A312）
313.3
重量（g）
H425叶片
(BAF12)
结果表明：
327.8
重心位置
X=283.93mm
Y=30.9mm
重心位置
X=280.12mm
Y=30.2mm
强度储备系数
Kevlar布：MS1=3.29
碳布： MS2=1.82
叶根布： MS3=7.65
强度储备系数
Kevlar布：MS1′=2.59
碳布： MS2′=1.34
叶根布： MS3′=6.43
新翼型尾桨叶质量略高于Z9尾桨叶14.5g，叶片重心位置偏差不大，整台涵道尾
桨的质量满足《技术协议书》的要求。
由于新机型尾桨推力增大8%~10%，使得H425尾桨叶的综合应力明显提高，静
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强度储备系数低于Z9尾桨叶，但仍能满足结构的强度要求。
2.3.3. 振动计算分析
对改型前后的尾桨叶用大型分析软件ANSYS8.0进行了有限元建模和数值仿真，
进行了动态特性对比分析，考虑到尾桨实际安装状态有些刚度系数难以模拟，仿真计算
时假设叶片根部固支，简图见图6：
图6 尾桨叶动态特性分析安装简图
数据仿真结果对比见下表4、表5：
表4 桨叶静态固有频率变化率
改型前
改型后
变化率
改型前
改型后
变化率
振动计算分析结论：
挥舞一阶
64.088
70.516
10.03%
挥舞一阶
107.87
111.88
3.7%
挥舞二阶
315.90
329.283
4.24%
挥舞二阶
359.99
376.62
4.6%
挥舞三阶
757.75
775.553
2.35%
挥舞三阶
820.57
837.86
2.1%
扭转一阶
463.10
468.164
1.09%
扭转一阶
472.83
476.25
1.09%
表5 桨叶额定转速旋转状态下固有频率变化率
改型前后振动频率变化不大，尤其是额定转速旋转状态下，小于5%，基本保持
不变。
2.3.4. 变距载荷计算
对Z9尾桨叶和新翼型尾桨叶进行了气动扭矩和离心扭矩计算，对比结果见表6：
表6 Z9和新翼型尾桨叶气动扭矩和离心扭矩计算对比
Z9尾桨叶
H425尾桨叶
最大气动扭矩
-1.718Nm
-1.897Nm
最大离心扭矩
-4.117Nm
-3.713Nm
扭矩和
5.835 Nm
5.61 Nm
H425尾桨叶的气动扭矩和离心扭矩之和偏小，由于Z9尾桨叶和H425尾桨叶
Kevlar梁的缠绕匝数相同，所以H425尾桨叶可以满足技术协议书要求：尾桨操纵力不
超过原Z9尾桨水平。
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3. 尾桨叶试验验证
按照CCAR29部要求，对H425尾桨叶进行了以下试验：
新旧翼型吹风对比试验；
尾桨叶动力特性试验；
叶梁静力试验；
叶梁疲劳试验；
尾桨叶静力试验（旋转试验）；
尾桨叶疲劳试验（包括叶身和叶根）；
尾桨叶挥舞扭转标定试验。
试验结果表明，尾桨叶刚度特性、静强度和疲劳强度满足设计要求。
4. 装机试飞考核
对H425型直升机新研尾桨叶进行了装机试飞考核，所有试飞内容全部完成，升力
系统工作良好。飞行使用过程中，飞行姿态涵盖了悬停、平飞、爬升、盘旋和各种机动
动作，在各种飞行状态下，尾桨叶工作正常，未发生异常现象或故障，满足使用要求
。
5. 结论
H425尾桨叶已经通过设计定型评审，完成了所有试验验证工作和装机考核项目，
尾桨叶工作正常，性能稳定。H425尾桨叶翼型和结构设计当前在国内处于领先地位，
尾桨叶的研制成功表明，通过科学的决策和勇于创新精神，立足于国内设计研制可以尽
快缩短同西方先进技术的差距，为其它型号尾桨叶的研制提供宝贵的工程设计经验。
H425 Helicopter Ducted Tail Rotor Blade Design
Zhou Yan-hong Lu Jin-hua
(BaoDing HuiYang Aviation Propeller Factory)
Abstract: This paper introduces briefly the development of H425 helicopter ducted tail rotor
blade, based on national design analysis and test technology. describes the blades design and
manufacture process from blades aerodynamics characteristic analysis, structural design, load
calculation, production trial-manufacture test, and flight-test assess.
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