CN112977814B - 适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的改进型旋翼气动外形 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的改进型旋翼气动外形，其特征在于，包括：三片桨叶；任一所述桨叶均包含从桨根至桨尖分布的第一基础翼型C、第二基础翼型A以及第三基础翼型A；所述第二基础翼型A以及所述第三基础翼型A的基础翼型类型相同。本发明提高了旋翼气动外形悬停状态和飞行状态下的气动性能。

Description

适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的改进型旋翼气动外形
技术领域
本发明涉及旋翼空气动力学和计算流体力学领域，特别是涉及一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的改进型旋翼气动外形。
背景技术
倾转旋翼机的出现为美军现代战役的作战方式提供了新思路。经过近50年的技术探索，美国研究人员先后研制了XV-3、XV-15等倾转旋翼飞行器实验机型，并借由其中经验成功地研制并生产出美军在役倾转旋翼机“V-22鱼鹰”，其有效载荷、航程、巡航速度等关键飞行性能均远超其父辈机型。这些出色的性能使其成为美国海军装备库中的重要角色。而其后续机型“V280勇士”也已处在实验试飞阶段。
倾转旋翼桨叶本身复杂的设计需求再加上国外公开的设计参考资料的稀缺使得倾转旋翼机的研制在中国起步较晚。倾转旋翼飞行器具备常规直升机所不具备的固定翼螺旋桨飞机模式，并在该状态下实现了远超直升机前飞速度的高速巡航。这意味着其旋翼在设计阶段除了兼顾悬停、直升机前飞模式外，还需要兼顾固定翼螺旋桨飞机飞行模式的设计需求。上述国外较成熟的倾转旋翼机在研制时均针对各款飞行器特有的基本设计参数(如最大起飞重量、发动机有效功率、巡航速度等等)开展了专门的旋翼气动外形设计。这些基本设计参数通过各种设计方法具体体现在最终的旋翼气动外形的几何参数上，比如弦长分布、扭转分布、翼型分布、桨叶半径、桨叶片数等等。优异的桨叶外形有助于提高旋翼气动特性，从而有希望满足倾转旋翼机的具体设计要求。
然而，倾转旋翼机的重要军事用途使得其关键部件(如旋翼)的详细设计方法往往处于对他国保密的状态。继而国内现存公开可用的倾转旋翼数量屈指可数。更少有针对中小型(最大起飞重量小于等于100kg)双旋翼式无人倾转旋翼机专门设计并公开的、具有三片桨叶的旋翼气动外形方案。
发明内容
本发明的目的是提供一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的改进型旋翼气动外形，以进一步提高旋翼气动外形悬停状态和飞行状态下的气动性能。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的改进型旋翼气动外形，包括：三片桨叶；
任一所述桨叶均包含从桨根至桨尖分布的第一基础翼型C、第二基础翼型A以及第三基础翼型A；所述第二基础翼型A以及所述第三基础翼型A的基础翼型类型相同。
可选的，所述第一基础翼型C设置在所述桨叶0.2R处，所述第一基础翼型C的弦长缩比为102～103mm，所述第一基础翼型C安装角为20～21°，R为桨叶半径。
可选的，所述第二基础翼型A设置在所述桨叶0.66R处，所述第二基础翼型A的弦长缩比为70～71mm，所述第二基础翼型A安装角为0.8～0.9°，R为桨叶半径。
可选的，所述所述第三基础翼型A设置在所述桨叶1.0R处，所述第三基础翼型A的弦长缩比为46～47mm，所述第三基础翼型A安装角为-2.4～-2.3°，R为桨叶半径。
可选的，所述桨叶的变距轴线设置在距翼型前缘1/4弦线位置处。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：本发明提供了一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的改进型旋翼气动外形，增加了新的第一基础翼型C，去掉了原专利的基础翼型B，(原专利的专利号为“202010564712.1”，名称为“一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的旋翼气动外形”)，并对基础翼型沿旋翼桨叶展向的分布、桨叶的弦长、扭转规律进行了优化。改进型旋翼气动外形实现了几点提升：其一，改进型桨叶缩短了弦长，减少了本身重量，为旋翼结构减重提供可能，而其能提供的拉力与原专利相当，即单位面积的桨叶能承担更大的载荷；其二，实际功率降低，旋翼实度的减小、翼型配置的改变以及扭转分布的调整等进一步降低了旋翼的型阻，使得设计工况下的实际功率更低；其三，提供相同拉力的情况下，如前所述的适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的改进型旋翼气动外形所需实际功率更低，意味着悬停和巡航效率都更高。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明的改进型旋翼气动外形示意图；
图2为本发明的桨叶翼型布置示意图；
图3为本发明的桨叶剖面示意图；
图4为本发明的单片桨叶示意图；
图5为本发明所采用的基础翼型C和基础翼型A示意图；
图6为本发明与原专利在扭转分布和弦长分布的对比图；图6(a)为本发明与原专利在弦长分布的对比图；图6(b)为本发明与原专利在扭转分布的对比图；
图7为本发明与原专利在垂直起降阶段下悬停效率-桨距角关系对比曲线图；
图8为本发明与原专利在前飞时巡航效率-桨距角关系对比曲线图；
图9为本发明所产生的拉力与需用功率之间的关系曲线图。
符号说明：第一基础翼型C_1、第二基础翼型A_2、第三基础翼型A_3、弦长_4、桨叶变距轴线_5、桨叶1.0R处_6、桨叶0.66R处_7、桨叶0.2R处_8、桨毂中心_9、旋翼轴_10、第一基础翼型C的安装角_11、桨盘平面_12。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明的目的是提供一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的改进型旋翼气动外形，提高了旋翼气动外形悬停状态和飞行状态下的气动性能。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
图1为本发明的改进型旋翼气动外形示意图；图2为本发明的桨叶翼型布置示意图；图3为本发明的桨叶剖面示意图；图4为本发明的单片桨叶示意图；图5为本发明所采用的基础翼型C和基础翼型A示意图。
如图1所示，一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的旋翼气动外形包括：三片桨叶，各桨叶均包含从桨根至桨尖分布的第一基础翼型C_1、第二基础翼型A_2和第三基础翼型A_3。
桨叶上特征展向位置处的翼型经弦长_4调整后的具体几何参数为：第一基础翼型C_1设置在桨叶0.2R处_8，第一基础翼型C_1的弦长_4缩比为102～103mm，第一基础翼型C_1的安装角_11为20～21°，R为桨叶半径。第二基础翼型A_2设置在桨叶0.66R处_7，第二基础翼型A_2的弦长_4缩比为70～71mm，第二基础翼型A_2的安装角_11为0.8～0.9°。第三基础翼型A_3设置在桨叶1.0R处_6，第三基础翼型A_3的弦长_4缩比为46～47mm，第三基础翼型A_3的安装角_11为-2.4～-2.3°。桨叶的变距轴线_5设置在距翼型前缘1/4弦线位置处。
图2和3中，12为桨盘平面，桨叶变距轴线_5与旋翼轴_10的交点为旋翼的旋转中心，即桨毂中心_9。
上述改进型旋翼气动外形，其桨叶沿径向的不同位置R所参照的基础翼型分为三种：0.2R处_8取基础翼型C为参考，0.66R处_7及1.0R处_8均取基础翼型A为参考，其他展向位置处剖面外形由建模软件或自研建模代码参照当地翼型弦长值(见表1倾转旋翼桨叶气动外形参数分布表)、变距轴线_5、翼型安装角
Figure BDA0002961644070000041
及对应的参考基础翼型，执行外形缩放、旋转及拉伸功能得到。
本发明提出的一种改进型旋翼气动外形，其每片桨叶以除特征展向位置处(0.2R处_8,0.66R处_7,1.0R处_6)外其他展向位置上弦长按如表1在对应基础翼型C和A的原有弦长上进行弦长尺寸缩比即可得到本发明所提出的旋翼气动外形，表1为倾转旋翼桨叶气动外形参数分布表。
表1
Figure BDA0002961644070000051
表2为翼型气动性能要求表，基础翼型C、基础翼型A应满足在表2中马赫数Ma、雷诺数Re、迎角AoA状态下的对应升力系数CL和阻升比CD/CL，如表2所示：
表2
Figure BDA0002961644070000061
Figure BDA0002961644070000071
本发明提出了一种适合于中小型无人倾转旋翼机的改进型旋翼气动外形，由三片桨叶组成，考虑到结构、减阻以及具体工况等因素，选取基础翼型C(相对厚度为17～22％)置于桨根及桨叶内侧等位置，选取基础翼型A(相对厚度为12～15％)并置于桨叶中段到桨尖区域。如图5所示为基础翼型C与基础翼型A轮廓的坐标示意图。
图6为本发明与原专利在扭转分布和弦长分布的对比图；图7为本发明与原专利在垂直起降阶段下悬停效率-桨距角关系对比曲线图；图8为本发明与原专利在前飞时巡航效率-桨距角关系对比曲线图。
本发明提出的适用于中小型无人倾转旋翼机的改进型旋翼气动外形既像直升机旋翼一样满足倾转旋翼机的垂直起降需求，也可以像固定翼螺旋桨飞机的螺旋桨一样满足其巡航阶段的大速度、大航程需求。从图6中可明显看出本发明与原专利在弦长和扭转分布上的区别，改进型桨叶稍微降低了桨根0.2R附近的扭转角，增大了桨叶中部及桨尖1.0R附近的扭转角；从图6的上图中体现出来，每一个横坐标位置，对应的改进型弦长分布值(虚线表示)要小于原专利的弦长值(实现表示)，因此，改进型桨叶在各个展向位置上的弦长较原专利都小，使得改进型旋翼具有更小的旋翼实度，降低了部分型阻，有利于旋翼实现更高的效率。从图7中可看改进型桨叶的悬停效率在绝大部分总距范围内明显高于原专利桨叶。图8中可看出改进型桨叶的最大巡航效率相较于原专利桨叶得到了很大提高。结合图7和图8可知改进型桨叶的较佳工作状态：作为直升机旋翼时的桨距行程范围为8～15°，作为固定翼飞机的推进螺旋桨时，旋翼桨尖速度达马赫数0.529、前进比为0.228下的桨距行程范围为17～22°。
图9为本发明所产生的拉力与需用功率之间的关系曲线图。从图9中可看出改进型桨叶在需用功率14KW内，单副旋翼能达到70kg拉力，巡航时能达到30kg左右拉力。
本发明公开了一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的改进型旋翼气动外形，由三片桨叶组成，适用于双旋翼式、中小型无人倾转旋翼飞行器。该桨叶在原专利基础上，通过更换基础翼型及其所在桨叶展向相对位置、缩短各展向弦长、减小桨根处扭转角、增大桨叶中部及桨尖附近扭转角等手段，使得悬停效率和巡航效率都得到可观的提升。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (4)

1.一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的改进型旋翼气动外形，其特征在于，包括：三片桨叶；
任一所述桨叶均包含从桨根至桨尖分布的第一基础翼型C、第二基础翼型A以及第三基础翼型A；所述第二基础翼型A以及所述第三基础翼型A的基础翼型类型相同；
所述第一基础翼型C设置在所述桨叶0.2R处，所述第一基础翼型C的弦长缩比为102～103mm，所述第一基础翼型C安装角为20～21°，R为桨叶半径；
每片桨叶以除特征展向位置处外其他展向位置上弦长按如下表在对应基础翼型C和基础翼型A的原有弦长上进行弦长尺寸缩比，得到改进型旋翼气动外形；所述特征展向位置为0.2R处，0.66R处，1.0R处的翼型；
Figure FDA0003483080530000011
Figure FDA0003483080530000021
2.根据权利要求1所述的适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的改进型旋翼气动外形，其特征在于，所述第二基础翼型A设置在所述桨叶0.66R处，所述第二基础翼型A的弦长缩比为70～71mm，所述第二基础翼型A安装角为0.8～0.9°，R为桨叶半径。
3.根据权利要求1所述的适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的改进型旋翼气动外形，其特征在于，所述第三基础翼型A设置在所述桨叶1.0R处，所述第三基础翼型A的弦长缩比为46～47mm，所述第三基础翼型A安装角为-2.4～-2.3°，R为桨叶半径。
4.根据权利要求1-3任一项所述的适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的改进型旋翼气动外形，其特征在于，所述桨叶的变距轴线设置在距翼型前缘1/4弦线位置处。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116062163B (zh) * 2023-02-10 2024-03-12 南京航空航天大学 一种旋翼飞行器及其变负扭桨叶

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4427344A (en) * 1980-03-28 1984-01-24 Westland Aircraft, Ltd. Helicopter rotor blade
CN109110124A (zh) * 2018-09-03 2019-01-01 南京航空航天大学 一种新型旋翼桨叶
KR20190046086A (ko) * 2017-10-25 2019-05-07 한국항공우주연구원 쿼드틸트로터 무인기의 블레이드
CN110155319A (zh) * 2018-02-15 2019-08-23 空客直升机 改进桨叶以增大其负失速迎角的方法
WO2019208602A1 (ja) * 2018-04-27 2019-10-31 川崎重工業株式会社 回転翼航空機用ブレード翼型、このブレード翼型を有するブレード、およびこのブレードを備える回転翼航空機
CN111498108A (zh) * 2020-03-30 2020-08-07 北京理工大学 一种适用于多旋翼高速飞行的高效桨叶
CN111674546A (zh) * 2020-06-19 2020-09-18 南京航空航天大学 一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的旋翼气动外形
CN112173077A (zh) * 2020-09-25 2021-01-05 中国直升机设计研究所 一种大前后掠组合的直升机旋翼桨叶
CN112173075A (zh) * 2020-09-25 2021-01-05 中国直升机设计研究所 一种直升机低噪声旋翼桨叶气动外形

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8128376B2 (en) * 2005-08-15 2012-03-06 Abe Karem High performance outboard section for rotor blades
US7854593B2 (en) * 2006-02-16 2010-12-21 Sikorsky Aircraft Corporation Airfoil for a helicopter rotor blade
WO2017172000A2 (en) * 2016-01-29 2017-10-05 Sikorsky Aircraft Corporation Helicopter tail rotor blades and blade assemblies
FR3075757B1 (fr) * 2017-12-22 2019-11-15 Airbus Helicopters Enveloppes aerodynamiques epaisses pour cols de pales et carenages de manchons de pales d'un rotor d'un aeronef

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4427344A (en) * 1980-03-28 1984-01-24 Westland Aircraft, Ltd. Helicopter rotor blade
KR20190046086A (ko) * 2017-10-25 2019-05-07 한국항공우주연구원 쿼드틸트로터 무인기의 블레이드
CN110155319A (zh) * 2018-02-15 2019-08-23 空客直升机 改进桨叶以增大其负失速迎角的方法
WO2019208602A1 (ja) * 2018-04-27 2019-10-31 川崎重工業株式会社 回転翼航空機用ブレード翼型、このブレード翼型を有するブレード、およびこのブレードを備える回転翼航空機
CN109110124A (zh) * 2018-09-03 2019-01-01 南京航空航天大学 一种新型旋翼桨叶
CN111498108A (zh) * 2020-03-30 2020-08-07 北京理工大学 一种适用于多旋翼高速飞行的高效桨叶
CN111674546A (zh) * 2020-06-19 2020-09-18 南京航空航天大学 一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的旋翼气动外形
CN112173077A (zh) * 2020-09-25 2021-01-05 中国直升机设计研究所 一种大前后掠组合的直升机旋翼桨叶
CN112173075A (zh) * 2020-09-25 2021-01-05 中国直升机设计研究所 一种直升机低噪声旋翼桨叶气动外形

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Address after: Room 611-441, R&D Center Building, China (Hefei) International Intelligent Voice Industrial Park, No. 3333 Xiyou Road, High-tech Zone, Hefei City, Anhui Province, 230000

Patentee after: Zero Gravity Aircraft Industry (Hefei) Co., Ltd.

Address before: Room f108-81, building 5, Nanjing Baixia high tech Industrial Park, No. 5, Yongzhi Road, Nanjing, Jiangsu 210000

Patentee before: Zero gravity Nanjing Aircraft Industry Co.,Ltd.