CN108163192A - 一种高效低噪旋翼 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种高效低噪旋翼，涉及无人机技术领域，包括桨叶，所述桨叶包括旋转定位孔，所述旋转定位孔依次连接有一体成型的平滑段和后掠段；所述后掠段包括下反桨尖，所述后掠段还包括后掠上弧和后掠下弧，所述后掠上弧和所述后掠下弧的相交处形成尖削端。本发明具有结构简单、便于加工、升阻比高、抗干扰能力强、整体结构稳定性强的优点。
Description
技术领域
本发明属于无人机技术领域，具体涉及一种高效低噪旋翼。
背景技术
旋翼是直升机的重要部件。在直升机飞行过程中，旋翼起产生升力和拉力双重作用。不仅如此，旋翼还起到类似于飞机副翼、升降舵的作用。随着社会经济不断的发展，无人机领域也衍生出了众多技术产品，现有的应用在无人机领域的旋翼多采用椭圆形桨叶，并采用同等厚度的对称翼型，但其制造成本高，制造工艺复杂，且对称翼型升阻比小，存在飞行效率低，噪声高的问题。
中国专利一种用于旋翼飞行器的低噪声桨叶(申请号：CN201610405088.4)，涉及空气动力学技术领域，能够在保证桨叶生产成本和结构强度的同时，提升了气动效率且降低了噪声。本发明包括：平滑延伸段、前掠段、后掠段和后掠下反段，前掠段、后掠段和后掠下反段位于桨叶外侧，桨叶外侧结构呈现先前掠再后掠；平滑延伸段为从起点向外侧平滑延伸至指定半径之处连接前掠段，起点为桨叶与桨毂连接处；前掠段连接平滑延伸段，后掠段连接前掠段，后掠下反段连接后掠段。该方案通过由多段组成的桨叶实现了旋翼飞行器低噪声的飞行，但其桨叶通过平滑延伸段、前掠段、后掠段和后掠下反段构成，结构形状较为复杂，制造难度大、成本不可控，且多段的设计容易造成桨叶整体结构强度的缺失，需要作出改进。
因此急需要一种结构简单、便于加工、升阻比高、抗干扰能力强、整体结构稳定性强的高效低噪旋翼。
发明内容
本发明的目的是提供一种高效低噪旋翼，以解决现有技术结构形状较为复杂，制造难度大、成本不可控、结构稳定度不够的问题。
本发明提供了如下的技术方案：
一种高效低噪旋翼，包括桨叶，所述桨叶包括旋转定位孔，所述旋转定位孔依次连接有一体成型的平滑段和后掠段；所述后掠段包括下反桨尖，所述后掠段还包括后掠上弧和后掠下弧，所述后掠上弧和所述后掠下弧的相交处形成尖削端。
优选的，所述平滑段包括上弧面和下弧面，所述上弧面的弯曲程度大于所述下弧面的弯曲程度，可以获得较高的升阻比，且该种桨叶为双凸翼型，结构简单，便于加工。
优选的，所述桨叶包括参考弦长，所述桨叶的厚度满足：最大桨叶厚度/弦长≤8％，有利于保障较小的阻力。
优选的，所述后掠段的后掠角为22度，可以减少型阻功率、改善升力分布以及减弱桨-涡干扰。
优选的，所述下反桨尖的下反角为33度，下反桨尖的设计不仅使桨叶的诱导速度减小，而且较普通矩形桨叶的诱导速度分布更趋均匀。
优选的，所述桨叶包括前缘和后缘，所述前缘采用尖前缘，可减小波阻，使产生附体的斜激波以代替离体的正激波。
优选的，所述桨叶包括弦线，所述桨叶沿着所述弦线正扭转形成扭转角，所述扭转角不超过15度，有利于改变沿展向各剖面的有效迎角，进而调整气动载荷的展向分布，从而减小机翼诱导阻力，改善机翼升力。
本发明的有益效果是：
1、采用包括平滑段和后掠段的桨叶，而后掠段包括下反桨尖，且下反桨尖有尖削端，一方面主体结构稳固，没有过多的分段，另一方面该种设计使桨叶的诱导速度减小，且诱导速度的分布也更均匀，也使桨叶的叶尖涡位置更靠下方，有利于降低桨-涡干扰，飞行效率高，飞行器的整体功耗低；
2、采用双凸翼型，且桨叶平滑段的上弧面弯曲程度比下弧面弯曲程度更大，有利于保障更低的相对厚度，获得更高的升阻比；
3、桨叶采用正扭转，且最大扭转角为15度，有利于改变桨叶的迎角，进而调整气动载荷的展向分布，从而改善桨叶的升力，有利于提升效率；
4、本发明结构简单、便于加工，气动效率高，易于广泛推广应用。
附图说明
附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。在附图中：
图1是本发明结构示意图；
图2是本发明主视示意图；
图3是后掠段细节示意图；
图4是本发明实施例示意图；
图5是图4中B-B向剖面示意图；
图6是图4中C-C向剖面示意图；
图7是图4中E-E向剖面示意图；
图8是图4中F-F向剖面示意图；
图9是图4中G-G向剖面示意图；
图10是图4中H-H向剖面示意图；
图11是图4中I-I向剖面示意图；
图12是图4中J-J向剖面示意图；
图13是图4中K-K向剖面示意图；
图14是图4中L-L向剖面示意图；
图15是图4中M-M向剖面示意图；
图16是图4中N-N向剖面示意图；
图17是图4中O-O向剖面示意图；
图18是图4中P-P向剖面示意图；
图19为旋翼桨叶的拉力-功率实验图；
图中：1.旋转定位孔，2.前缘，3.后缘，4.后掠段，41.后掠上弧，42.后掠下弧，5.下反桨尖，6.上弧面，7.下弧面，8.弦线，9.平滑段；
STA：后掠尖削下反桨尖，ST：后掠尖削桨尖，R：矩形桨尖。
具体实施方式
为使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细描述。
如图1至图4所示，本发明实施例提供一种高效低噪旋翼，包括桨叶，桨叶包括旋转定位孔1，旋转定位孔1依次连接有一体成型的平滑段9和后掠段4；后掠段4包括下反桨尖5，后掠段4还包括后掠上弧41和后掠下弧42，后掠上弧41和后掠下弧42的相交处形成尖削端。
优选的，平滑段9包括上弧面6和下弧面7，上弧面6的弯曲程度大于下弧面7的弯曲程度，可以获得较高的升阻比，且该种桨叶为双凸翼型，结构简单，便于加工。桨叶包括参考弦长，桨叶的厚度满足：最大桨叶厚度/弦长≤8％，有利于保障较小的阻力。后掠段4的后掠角为22度，可以减少型阻功率、改善升力分布以及减弱桨-涡干扰。下反桨尖5的下反角为33度，下反桨尖5的设计不仅使桨叶的诱导速度减小，而且较普通矩形桨叶的诱导速度分布更趋均匀。桨叶包括前缘2和后缘3，前缘2采用尖前缘，可减小波阻，使产生附体的斜激波以代替离体的正激波。桨叶包括弦线8，桨叶沿着弦线8正扭转形成扭转角，扭转角不超过15度，有利于改变沿展向各剖面的有效迎角，进而调整气动载荷的展向分布，从而减小机翼诱导阻力，改善机翼升力。
具体的，如图4至图18所示，桨叶的前缘2与后缘3之间的距离由旋转定位孔1的直径逐渐以平滑的曲线扩大，在中间截面处达到最大，再逐渐缩小，直至尾部后掠段4。从旋转定位孔1的中心处沿着弦线8以20公分为间隔分别对桨叶截面，如图5至图18可见，B-B向剖面的扭转角为7度，弦长40.23公分，C-C向剖面的扭转角最大，为15度，其弦长52.8公分，E-E向剖面的扭转角为14度，弦长66.37公分，F-F向剖面的扭转角为13度，弦长71.02公分，桨叶在F-F处达到最大厚度5.7公分，其相对厚度为最大厚度与弦长的比值，即5.7/71*100％＝8％，G-G向剖面的扭转角为12度，弦长为72.58公分，H-H向剖面的扭转角为11度，弦长为73.35公分，I-I向剖面的扭转角为10度，弦长为70.27公分，J-J向剖面的扭转角为9度，弦长为63.8公分，K-K向剖面的扭转角为8度，弦长58.57公分，L-L向剖面的扭转角为7度，弦长为55.09公分，M-M向剖面的扭转角为6度，弦长为51.7公分，N-N向剖面的扭转角为5度，弦长为48.46公分，O-O向剖面的扭转角为4度，弦长为45.29公分，P-P向剖面的扭转角为3度，弦长为42.65公分；可见，桨叶的扭转角从小到大，达到最大值15度后，再逐渐减小，对应的弦长也先逐渐变大，后递减。
按照本方案加工的桨叶，在构型上不同于传统的矩形桨叶，制造更为方便，成本更可控；如图1至图18所示，双凸翼型的涉及可以获得更高的升阻比，传统的圆头翼型在超音速气流中会产生脱体激波，而这种机翼为了采用尖前缘可减小波阻，使产生附体的斜激波以代替离体的正激波。波阻是和相对厚度的平方成正比的，因此阻力较小。
如图4至图19所示，桨叶的下反角为33度，后掠角为22度，其尖削比为20/23，对比传统的矩形浆尖，下反不仅使桨叶的诱导速度减小，而且较矩形的诱导速度分布更趋均匀。此外下反浆尖可使叶尖涡位置更向下，因此在减弱浆-涡干扰方面较传统的矩形浆尖更为有利。而后掠尖削浆尖的设计可以减少型阻功率、改善升力分布以及减弱浆-涡干扰。对比传统的矩形浆尖和后掠尖削浆尖(浆尖未下反)，当拉力相同，旋翼其他参数相同时，功率最小，由图2的实验数据可得，功率比矩形桨叶减少3％。当飞行速度较大时，前缘2后掠会导致压缩性引起的功率损失降低。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (7)
1.一种高效低噪旋翼，包括桨叶，其特征在于，所述桨叶包括旋转定位孔，所述旋转定位孔依次连接有一体成型的平滑段和后掠段；所述后掠段包括下反桨尖，所述后掠段还包括后掠上弧和后掠下弧，所述后掠上弧和所述后掠下弧的相交处形成尖削端。
2.根据权利要求1所述的一种高效低噪旋翼，其特征在于，所述平滑段包括上弧面和下弧面，所述上弧面的弯曲程度大于所述下弧面的弯曲程度。
3.根据权利要求2所述的一种高效低噪旋翼，其特征在于，所述桨叶包括参考弦长，所述桨叶的厚度满足：最大桨叶厚度/弦长≤8％。
4.根据权利要求1所述的一种高效低噪旋翼，其特征在于，所述后掠段的后掠角为22度。
5.根据权利要求4所述的一种高效低噪旋翼，其特征在于，所述下反桨尖的下反角为33度。
6.根据权利要求1所述的一种高效低噪旋翼，其特征在于，所述桨叶包括前缘和后缘，所述前缘采用尖前缘。
7.根据权利要求6所述的一种高效低噪旋翼，其特征在于，所述桨叶包括弦线，所述桨叶沿着所述弦线正扭转形成扭转角，所述扭转角不超过15度。
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| RU2603710C1 (ru) | Лопасть винта винтокрылого летательного аппарата |
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| Date | Code | Title | Description |
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| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| TA01 | Transfer of patent application right |
Effective date of registration: 20190826 Address after: 402260 No. 390 North Section of Shuangfu Street, Jiangjin District, Changshou District, Chongqing Applicant after: Chongqing Camel Aviation Technology Co.,Ltd. Address before: No. 1 Dongji Avenue, Jiangning Development Zone, Nanjing City, Jiangsu Province, 210000 Applicant before: JIANGSU FANGKUO AVIATION TECHNOLOGY CO.,LTD. |
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| TA01 | Transfer of patent application right | ||
| CB02 | Change of applicant information |
Address after: 402260 No.390, north section, Nanbei Avenue, Shuangfu street, Jiangjin District, Chongqing Applicant after: Chongqing Camel Aviation Technology Co.,Ltd. Address before: 402260 No.390, north section of Nanbei Avenue, Shuangfu street, Jiangjin District, Changshou District, Chongqing Applicant before: Chongqing Camel Aviation Technology Co.,Ltd. |
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| CB02 | Change of applicant information | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |