CN109573016B - 一种轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形 - Google Patents
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Abstract
本申请提供了一种轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形，属于直升机气动设计技术领域。所述无人直升机尾桨的桨叶自距离桨叶旋转中心A处起至桨尖的翼型厚度为10%‑14%，所述无人直升机尾桨的桨叶自距离桨叶旋转中心B处起至桨尖的扭转率为X，其中A取0.31R～0.35R，B取0.32R～0.35R，X取‑8.01°/R～‑7.99°/R，R为尾桨的桨叶转动时所形成圆的半径。本申请轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形的设计，能够提高尾桨的拉力能力的同时提升尾桨可用拉力范围段的悬停效率，降低直升机尾桨需用功率，同时具有一定的降噪效果。
Description
技术领域
本发明属于直升机气动设计技术领域，特别涉及一种轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形。
背景技术
尾桨作为单旋翼带尾桨构型直升机特有的反扭矩平衡装置和操纵面，其先进性直接关系到平台的性能和先进性，尤其是抗侧风能力，同时具有很高的可辨识度和很强的技术代表性，已成为直升机研制的关键技术之一，是国内外进行直升机设计技术研究的重点。在尾桨气动方案设计中，考虑其平衡反扭矩的功能，一般主要是基于悬停工况进行设计，同时考虑振动及气动噪声的影响，需在翼型选取及布置、扭转分布及桨尖区域进行重点优化设计，国内前期针对有人直升机经历了测绘仿制、参考设计、自主创新等阶段，但在无人直升机尾桨气动布局方面还有待于创新突破。
发明内容
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形，满足轻型无人直升机多任务需求的旋翼气动布局方案，具体为所述无人直升机尾桨的桨叶自距离桨叶旋转中心A处起至桨尖的翼型厚度为10%-14%，所述无人直升机尾桨的桨叶自距离桨叶旋转中心B处起至桨尖的扭转率为X，其中A取0.31R～0.35R，B取0.32R～0.35R，X取-8.01°/R～-7.99°/R，R为尾桨的桨叶转动时所形成圆的半径。
根据本申请的至少一个实施方式，所述无人直升机尾桨的桨叶的轮廓自距离桨叶旋转中心C处起以抛物线形式延伸至桨尖，尖削比为1：2，所述C为0.89～0.91R。
根据本申请的至少一个实施方式，所述A为0.333R。
根据本申请的至少一个实施方式，所述B为0.333R。
根据本申请的至少一个实施方式，所述无人直升机尾桨的桨叶自距离桨叶旋转中心A处起至桨尖的翼型厚度为12%。
根据本申请的至少一个实施方式，所述X为-8°/R。
根据本申请的至少一个实施方式，所述无人直升机尾桨的桨叶的基准弦长为0.15R～0.25R，所述基准弦长为从距离桨叶旋转中心A处至B处的桨叶弦长。
根据本申请的至少一个实施方式，所述基准弦长为0.185R。
根据本申请的至少一个实施方式，尾桨的桨叶长度为0.4495±0.01m，基准弦长为0.1±0.001m。
根据本申请的至少一个实施方式，所述C为0.9R。
本申请轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形的设计，能够提高尾桨的拉力能力的同时提升尾桨可用拉力范围段的悬停效率，降低直升机尾桨需用功率，同时具有一定的降噪效果，该尾桨在某型轻型无人直升机上进行了装机应用，同时进行了平原及高原科研试飞，结果表明该尾桨具有良好的平原及高原抗侧风能力。
附图说明
图1是本申请轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形的一优选实施例的尾桨的桨叶结构示意图。
图2是本申请轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形的一优选实施例的尾桨的桨叶弦长设计示意图。
图3是本申请轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形的一优选实施例的尾桨的桨叶扭转率设计示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
本申请提供了一种轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形，满足轻型无人直升机多任务需求的旋翼气动布局方案，具体为所述无人直升机尾桨的桨叶自距离桨叶旋转中心A处起至桨尖的翼型厚度为10%-14%，所述无人直升机尾桨的桨叶自距离桨叶旋转中心B处起至桨尖的扭转率为X，其中A取0.31R～0.35R，B取0.31R～0.35R，X取-8.01°/R～-7.99°/R，R为尾桨的桨叶转动时所形成圆的半径。
该实施例中，所述无人直升机尾桨的桨叶如图1所示，所述无人直升机尾桨的桨叶开始包括桨根平台，桨根过渡段，翼型段以及三维桨尖。所述翼型厚度是指尾桨的桨叶的最大厚度tmax与弦长c之比，本实施例限定了尾桨的桨叶的厚度以及桨叶的扭转率，具有该桨叶厚度及扭转率的桨叶特别适用于工业级轻型无人机，例如尾桨的桨叶长度在0.5m左右，能够提高旋翼的拉力能力的同时提升旋翼可用拉力范围段的悬停效率，本实施例中，R是指尾桨的桨叶转动时所形成圆的半径，基本上可以等同于尾桨的桨叶的长度，尾桨的桨叶自桨根到桨尖处一般表示为自0R剖面至1R剖面，例如0.33R剖面表示距离桨叶根部0.33*R的距离处沿弦向剖切所述桨叶形成的切面。
如图3所示，图中横坐标表示尾桨的桨叶长度，单位为mm，纵坐标表示尾桨的桨叶扭转的度数，单位为度数，该图示所示的桨叶长度接近0.44m，在0.31R～0.35R处起始到桨尖处扭转率为-8/440，约为每55mm扭转一度，图3的实施例中，扭转角度开始反转为负值时的起始点可以比0.31R更靠前，例如在约80mm左右的位置处开始扭转。该扭转率设计充分考虑轻型小尺寸桨叶避免变形过大带来载荷激增及工艺成本复杂的特点，可以在保证直升机旋翼前飞性能不下降的同时提高直升机旋翼悬停效率，降低直升机的噪声水平。
在一些可选的实施方式中，所述无人直升机尾桨的桨叶的轮廓自距离桨叶旋转中心C处起以抛物线形式延伸至桨尖，尖削比为1：2，所述C为0.89～0.91R。
本实施例参考图2，图中横坐标为尾桨的桨叶长度，纵坐标为尾桨的桨叶弦长，单位均为mm，该图示所示的桨叶长度约0.44m，自距离桨根0.39m左右开始，弦长呈抛物线形式收缩，并后掠形成桨尖（前缘抛物线后掠至后缘），尖削比为1：2，即桨尖的弦长与桨叶距离桨根0.39m处的弦长的比例为1:2。例如图示中，桨叶距离桨根约0.39m处的弦长约为0.1m，而桨尖处的弦长约为0.05m。
在一些可选的实施方式中，所述A为0.333R。
在一些可选的实施方式中，所述B为0.333R。
在一些可选的实施方式中，所述无人直升机尾桨的桨叶自距离尾桨的桨叶旋转中心A处起至桨尖的翼型厚度为12%。
在一些可选的实施方式中，所述X为-8°/R。
上述四个实施方式可以相互结合，并形成了一个更优的实施例，该桨叶外形设计及翼型布置可以提高无人直升机的平原及高原抗侧风能力，使直升机尾桨最大悬停效率超过0.73，并在较大的可用推力区域内悬停效率保持能力较好；最大正总距和最小负总距尾桨推力均满足设计要求。
在一些可选的实施方式中，所述无人直升机尾桨的桨叶的基准弦长为0.15R～0.25R，所述基准弦长为从距离桨叶旋转中心A处至B处的桨叶弦长。
在一些可选的实施方式中，所述基准弦长为0.185R。该弦长分布设计可延缓直升机前行桨叶失速，提高直升机最大平飞速度，同时降低尾桨气动噪声。
在一些可选的实施方式中，所述尾桨的桨叶长度为0.4495±0.01m，基准弦长为0.1±0.001m。
在一些可选的实施方式中，所述C为0.9R。
例如一个优选实施例中，从0.333R剖面到0.9R剖面的弦长为0.185R，从0.9R剖面到1R剖面开始前缘抛物线后掠-后缘平直设计，尖削比1:2。从0.333R剖面到1R剖面（12%厚度翼型段）的扭转率为-8°/R；本实施例中，旋翼桨叶半径R为0.54m。
本申请轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形的设计，能够提高尾桨的拉力能力的同时提升尾桨可用拉力范围段的悬停效率，降低直升机尾桨需用功率，同时具有一定的降噪效果，该尾桨在某型轻型无人直升机上进行了装机应用，同时进行了平原及高原科研试飞，结果表明该尾桨具有良好的平原及高原抗侧风能力。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (9)
1.一种轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形，其特征在于，所述无人直升机尾桨的桨叶自距离桨叶旋转中心A处起至桨尖的翼型厚度为10%～14%，所述无人直升机尾桨的桨叶自距离桨叶旋转中心B处起至桨尖的扭转率为X，其中A取0.31R～0.35R，B取0.32R～0.35R，X取-8.01°/R～-7.99°/R，R为尾桨的桨叶转动时所形成圆的半径，所述翼型厚度是指尾桨的桨叶的最大厚度与弦长之比，所述无人直升机尾桨的桨叶的轮廓自距离桨叶旋转中心C处起以抛物线形式延伸至桨尖，尖削比为1：2，所述C为0.89～0.91R。
2.如权利要求1所述的轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形，其特征在于，所述A为0.333R。
3.如权利要求1所述的轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形，其特征在于，所述B为0.333R。
4.如权利要求1所述的轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形，其特征在于，所述无人直升机尾桨的桨叶自距离桨叶旋转中心A处起至桨尖的翼型厚度为12%。
5.如权利要求1所述的轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形，其特征在于，所述X为-8°/R。
6.如权利要求1所述的轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形，其特征在于，所述无人直升机尾桨的桨叶的基准弦长为0.15R～0.25R，所述基准弦长为从距离桨叶旋转中心A处至B处的桨叶弦长。
7.如权利要求6所述的轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形，其特征在于，所述基准弦长为0.185R。
8.如权利要求6所述的轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形，其特征在于，尾桨的桨叶长度为0.4495±0.01m，基准弦长为0.1±0.001m。
9.如权利要求1所述的轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形，其特征在于，所述C为0.9R。
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