CN115258133A - 旋翼和飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种旋翼，涉及飞行器技术领域，包括涵道和至少两个桨叶，各桨叶的一端固定连接于涵道的内壁上且各桨叶设置于涵道的内部，各桨叶和涵道连接处的连接点的速度方向为第一速度方向，各桨叶由涵道的内壁向远离涵道内壁的方向延伸，且各桨叶的延伸方向与各第一速度方向之间的夹角为钝角。本发明还提供了一种飞行器，设置有至少一个上述的旋翼。本发明提供的旋翼和飞行器，能够最大限度地提升了最大前飞速度。

Description

旋翼和飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，特别是涉及一种旋翼和飞行器。

背景技术

涵道螺旋桨系统具有高气动效率，并具有气动噪声低、安全性高等优点，已经被广泛用于轮船、特种飞行器、潜艇等军事及民用领域。对于旋翼类飞行器，提升最大前飞速度一直是一个重要的研究方向。然而旋翼的气动环境限制了前飞速度的提升，由于旋翼前行侧桨叶和后行侧桨叶气流的不对称性，在前飞时，旋翼前行侧桨叶的气流相对速度是桨叶旋转速度与前飞速度的叠加，而后行侧桨叶的气流相对速度是桨叶旋转速度减去前飞速度。因此，前行侧桨叶尖端的速度更大，前行侧桨叶尖端在大速度前飞时会出现激波，产生的激波阻力会使旋翼扭矩骤然上升，因此为了避免此类现象发生，要将飞行速度限制在很低的水平，以常规直升机为例，其旋翼一端速度约为200m/s，而最大前飞速度通常也不会超过100m/s。

现有的一端后掠型旋翼的具体设计方法是，在矩形桨叶的基础上，在桨叶尖部使桨叶轴线按一定规律向桨叶后缘偏转，即仅在桨叶的一端端设有一段后掠段，从气动方面来说，一端后掠确实能够提升旋翼性能，但是从结构设计的角度来说，后掠段的重心相对于桨叶其他部位的中心线向后偏移，这会对桨叶动力学特性产生影响，甚至产生不可控的动力学稳定性问题，因此对于现有的一端后掠型旋翼，为了使桨叶剖面重心不致偏移过大，其后掠段长度以及后掠角度通常都比较小，后掠角度一般在20°左右，且后掠段长度约为桨叶展长的10％～20％，只能有限地提升最大前飞速度。

发明内容

本发明的目的是提供一种旋翼和飞行器，以解决上述现有技术存在的问题，能够最大限度地提升了最大前飞速度。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

本发明提供了一种旋翼，包括涵道和至少两个桨叶，各所述桨叶的一端固定连接于所述涵道的内壁上且各所述桨叶设置于所述涵道的内部，各所述桨叶和所述涵道连接处的连接点的速度方向为第一速度方向，各所述桨叶由所述涵道的内壁向远离所述涵道内壁的方向延伸，且各所述桨叶的延伸方向与各所述第一速度方向之间的夹角为钝角。

优选的，各所述桨叶的延伸方向与各所述第一速度方向之间的夹角小于140°。

优选的，各所述桨叶的延伸方向与各所述第一速度方向之间的夹角为135°。

优选的，所述桨叶为多个，多个所述桨叶沿所述涵道内壁的周向分布。

优选的，所述桨叶为多个，多个所述桨叶沿所述涵道的轴线方向分层设置，每层所述桨叶包括至少两个所述桨叶，每层的多个所述桨叶沿所述涵道内壁的周向分布。

优选的，各所述桨叶的长度为所述涵道内径的0.4倍。

优选的，本发明提供的旋翼还包括驱动机构，所述驱动机构与所述涵道连接，所述驱动机构能够驱动所述涵道绕自身轴线转动。

优选的，所述驱动机构包括齿轮，所述涵道的外壁上设有多个轮齿，所述齿轮与所述涵道的外壁啮合连接，所述齿轮用于与动力装置连接，所述动力装置能够带动所述齿轮绕自身轴线转动，且所述齿轮能够带动所述涵道绕自身轴线转动。

本发明还提供了一种飞行器，设置有至少一个上述的旋翼。

本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：

本发明提供的旋翼和飞行器中各桨叶由涵道的内壁向远离涵道内壁的方向延伸，且桨叶的延伸方向与第一速度方向之间的夹角为钝角，可以有效延迟激波失速，且克服了只在桨尖设置一段后掠段导致的重心不稳的问题，故本发明提供的旋翼和飞行器可以具有更大的后掠段长度以及后掠角度，最大限度地提升了最大前飞速度。

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为实施例1中的旋翼的结构示意图；

图2实施例1中的桨叶的结构示意图(单层)；

图3实施例1中的桨叶的结构示意图(双层)；

图4实施例1中的后掠角的示意图；

图5实施例1中的桨叶的分布示意图(单层)；

图6实施例1中的桨叶的分布示意图(双层)；

图7实施例1中的最大前飞速度的示意图；

图8为现有旋翼的结构示意图；

图9为现有旋翼的桨叶在相对来流速度为297.5m/s时0.85R处剖面的压强系数曲线；

图10为实施例1中的旋翼的桨叶在相对来流速度为297.5m/s时0.85R处剖面的压强系数曲线；

图11为实施例1的旋翼的桨叶在相对来流速度为425m/s条件下的0.85R处剖面的压强系数曲线；

图12为现有旋翼在前飞速度为100m/s时桨叶的桨尖附近压强分布云图；

图13为实施例1中的旋翼在前飞速度为100m/s时桨叶的桨尖附近压强分布云图；

图14为实施例1中的旋翼在前飞速度为227.5m/s时桨叶的桨尖附近压强分布云图；

图中：100、旋翼；1、涵道；101、轮齿；2、桨叶；3、驱动机构；301、齿轮；4、现有桨叶；V、第一速度方向；γ、后掠角。

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旋翼和飞行器，以解决上述现有技术存在的问题，能够最大限度地提升了最大前飞速度。

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。

实施例1

如图1-14所示，本实施例提供一种旋翼100，包括涵道1和至少两个桨叶2，桨叶2优选为典型的矩形桨叶2，各桨叶2的一端固定连接于涵道1的内壁上且各桨叶2设置于涵道1的内部，各桨叶2和涵道1连接处的连接点的速度方向为第一速度方向V，各桨叶2由涵道1的内壁向远离涵道1内壁的方向延伸，且各桨叶2的延伸方向与各第一速度方向V之间的夹角为钝角，即桨叶2整体为后掠桨叶2。需要说明的是，各桨叶2和涵道1连接处的连接点是在将桨叶2整体近似看做一条直线的基础上获得的，即忽略桨叶2的桨尖的厚度，将桨叶2与涵道1连接处看做为一个点，这个点为连接点。由于做曲线运动的质点，在曲线上某点的速度方向为该点的切线方向，故第一速度方向V为涵道1在连接点处的切线方向。本实施例提供的旋翼100中各桨叶2由涵道1的内壁向远离涵道1内壁的方向延伸，且桨叶2的延伸方向与第一速度方向V之间的夹角为钝角，可以有效延迟激波失速，且克服了只在桨尖设置一段后掠段导致的重心不稳的问题，故本实施例提供的旋翼100可以具有更大的后掠段长度以及后掠角度，最大限度地提升了最大前飞速度。

桨叶2后掠能够提高最大前飞速度的原理为：当飞行器前飞速度较大时，旋翼100的桨叶2的前行侧尖端(桨尖)会产生局部激波，对应此时的马赫数称为临界马赫数。采用后掠角γ可以有效延迟激波失速，如图6所示，假设来流为V_∞，对应来流马赫数(速度与音速的比值)为M∞，当M∞超过临界马赫数时，由于后掠角γ的存在，使得垂直于桨叶2前缘的有效速度V_∞cosγ仍然低于无后掠设计时临界马赫数对应的临界速度，因此不会过早产生激波，从而提升最大前飞速度。从理论推导可以看出，当后掠角γ越大时，对应有效速度就越小，延缓激波产生的能力越强，更能提升最大前飞速度。

各桨叶2的延伸方向与各第一速度方向V之间的夹角小于140°。即各桨叶2是在对应的径向基础上向远离各第一速度方向V的偏离角度小于50°，即后掠角γ小于50°。

作为优选的实施方式，各桨叶2的延伸方向与各第一速度方向V之间的夹角为135°，即后掠角γ为45°。

作为优选的实施方式，桨叶2为多个，多个桨叶2沿涵道1内壁的周向分布。优选的，多个桨叶2沿涵道1内壁的周向均匀分布。此为桨叶2的单层设计，多层设计时各层桨叶2之间可能存在气动干扰而使旋翼100的气动性能降低，单层设计能够有效地避免这个问题。

各桨叶2的长度为涵道1内径的0.4倍，定义涵道1的半径为R，桨叶2的径向展长为0.4R。

作为优选的实施方式，桨叶2为多个，多个桨叶2沿涵道1的轴线方向分层设置，每层桨叶2包括至少两个桨叶2，每层的多个桨叶2沿涵道1内壁的周向分布。优选的，每层的多个桨叶2沿涵道1内壁的周向均匀分布。需要说明的是，各层桨叶2的几何外形可不相同，桨叶2展长和数量也可不相同。如桨叶2可以设计为三层，各层桨叶2的桨盘平面相互平行。此为桨叶2的多层设计。旋翼拉力(升力)的大小与桨叶2的片数和展长有关，桨叶2片数增加或者展长增加可以增大旋翼拉力。本实施例中旋翼100的桨叶2整体后掠设计，为避免桨叶2与相邻的桨叶2或涵道1干涉，故展长相较于现有桨叶4的展长较小，若桨叶2片数与现有旋翼的桨叶片数相同，势必会产生较小的拉力，因此，可以采用多层的设计，增加桨叶2的片数，进而保证具有较大的旋翼拉力。

本实施例提供的旋翼100还包括驱动机构3，驱动机构3与涵道1连接，驱动机构3能够驱动涵道1绕自身轴线转动。

作为优选的实施方式，驱动机构3包括齿轮301，涵道1的外壁上设有多个轮齿101，齿轮301与涵道1的外壁啮合连接，齿轮301用于与动力装置连接，动力装置能够带动齿轮301绕自身轴线转动，且齿轮301能够带动涵道1绕自身轴线转动。优选的，动力装置为飞行器的发动机，发动机输出动力通过变速器和传动机构传递给驱动机构3，由驱动机构3驱动涵道1转动，由涵道1带动桨叶2转动，桨叶2高速旋转时会产生离心力，桨叶2的离心力会对涵道1产生压力，而现有桨叶2旋转时产生的离心力会对桨毂产生拉力，由于大部分材料的抗压能力大于抗拉能力，故桨毂驱动现有桨叶2的方式，使得桨毂需要满足更高的结构强度等设计要求，一般结构较复杂；而涵道1带动桨叶2转动的方式使得旋翼100的设计更易达到所需的结构强度要求。需要说明的是，本实施例中的涵道1的驱动方式并不局限于上述方式，如还可以采用超声波电机等方式对涵道1进行驱动。

对旋翼流场进行数值模拟，通过流场仿真的方式对比现有旋翼与本实施例提供的旋翼100的激波产生情况进行对比，验证旋翼100对提升最大前飞速度的效果。其中，现有旋翼的桨叶(现有桨叶4)如背景技术所述，且现有桨叶4的桨根与桨毂连接，现有桨叶4由桨毂驱动，具体见图8。流场仿真的具体方案如下：

(1)分别建立现有旋翼及本实施例提供的旋翼100的物理模型；优选的采用CATIA三维建模软件进行建模；

(2)对比分析二者在相同速度下前行侧桨叶表面的气动环境，监测是否有激波产生；优选的，通过流体仿真软件Fluent对步骤1中的两个物理模型进行流场模拟，根据流场模拟结果，可得到桨叶表面的压强分布，利用气流经过激波后压强会急剧升高这一特点可监测激波，即若某处压强急剧升高，则在此处附近产生了激波。以两者的翼型剖面上与旋转中心的垂向距离为0.85*R处为监测点，该监测点处桨叶相对来流速度较大，更易出现激波，而且该监测点附近是桨叶产生升力的主要桨叶段，该部分的气动特性分析更具参考意义。

(3)比较两种旋翼各自产生激波时的最大前飞速度：

其中，图9和图10分别为现有桨叶4和本实施例中的旋翼100的桨叶2在0.85R处剖面的压强系数曲线，横坐标表示桨叶剖面上的点的展向相对位置，Y/b＝0表示前缘点，Y/b＝1表示后缘点；纵坐标表示压强系数，是压强无量纲化后的结果。两者0.85R处剖面处相对来流速度为297.5m/s。通过对比可知，图9中标记之处(虚线圆圈圈起来的部分)压强系数梯度很大，表明压强在桨叶剖面弦向0.4附近变化剧烈，该处出现了激波，而如图10所示的处于相同速度下的本实施例中的旋翼100的桨叶2的剖面压强变化平缓，没有激波产生。说明本实施例中的旋翼100有延缓激波产生的作用。

图11是本实施例中的旋翼100的桨叶2在相对来流速度为425m/s条件下的0.85R处剖面的压强系数曲线，可以看出桨叶2剖面弦向0.6附近压强变化较快，表明该处出现了激波。而此时的速度已明显超过现有旋翼的最大前飞速度，说明本实施例中的旋翼100可以提高最大前飞速度。

图12和图13是现有旋翼和本实施例中的旋翼100在前飞速度为100m/s时桨尖附近压强分布云图(压强分布云图中的P代表相对压强，是相对于大气压的压强)，桨叶表面压强分布云图可以通过将流体仿真软件Fluent的计算结果导入到后处理软件Tecplot中进行处理得到。由图12可以看出在该前飞速度下，现有桨叶4的表面压强等值线分布密集，表明该处压强梯度很大，在等值线分布密集的区域(虚线圆圈圈起来的部分)压强变化剧烈，由此可知此处有激波产生，故现有旋翼的最大前飞速度不超过100m/s。而与之形成对比的图13中的桨叶2表面等值线分布稀疏，可知在该前飞速度下，本实施例中的旋翼100并未产生明显的激波，表明其最大前飞速度要大于100m/s。图14为本实施例中的旋翼100在前飞速度增加至227.5m/s时桨尖附近压强分布云图，此时旋翼100的桨叶2表面出现了激波，故本实施例中的旋翼100的最大前飞速度不超过227.5m/s，远远大于现有旋翼的最大前飞速度。故本实施例中的旋翼100能够延缓激波的产生，从而提升旋翼100最大前飞速度。

实施例2

本实施例提供一种飞行器，设置有至少一个实施例1中的旋翼100。飞行器主要指旋翼类飞行器，如直升机、四(多)旋翼无人机及新构型旋翼飞行器等。

作为优选的实施方式，本实施例提供的飞行器可以采用多种布局方式，如共轴双旋翼式布局、横列式双旋翼布局或纵列式双旋翼布局。

本发明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 (9)

1.一种旋翼，其特征在于：包括涵道和至少两个桨叶，各所述桨叶的一端固定连接于所述涵道的内壁上且各所述桨叶设置于所述涵道的内部，各所述桨叶和所述涵道连接处的连接点的速度方向为第一速度方向，各所述桨叶由所述涵道的内壁向远离所述涵道内壁的方向延伸，且各所述桨叶的延伸方向与各所述第一速度方向之间的夹角为钝角。

2.根据权利要求1所述的旋翼，其特征在于：各所述桨叶的延伸方向与各所述第一速度方向之间的夹角小于140°。

3.根据权利要求2所述的旋翼，其特征在于：各所述桨叶的延伸方向与各所述第一速度方向之间的夹角为135°。

4.根据权利要求1所述的旋翼，其特征在于：所述桨叶为多个，多个所述桨叶沿所述涵道内壁的周向分布。

5.根据权利要求1所述的旋翼，其特征在于：所述桨叶为多个，多个所述桨叶沿所述涵道的轴线方向分层设置，每层所述桨叶包括至少两个所述桨叶，每层的多个所述桨叶沿所述涵道内壁的周向分布。

6.根据权利要求1所述的旋翼，其特征在于：各所述桨叶的长度为所述涵道内径的0.4倍。

7.根据权利要求1所述的旋翼，其特征在于：还包括驱动机构，所述驱动机构与所述涵道连接，所述驱动机构能够驱动所述涵道绕自身轴线转动。

8.根据权利要求7所述的旋翼，其特征在于：所述驱动机构包括齿轮，所述涵道的外壁上设有多个轮齿，所述齿轮与所述涵道的外壁啮合连接，所述齿轮用于与动力装置连接，所述动力装置能够带动所述齿轮绕自身轴线转动，且所述齿轮能够带动所述涵道绕自身轴线转动。

9.一种飞行器，其特征在于：设置有至少一个权利要求1-8中任意一项所述的旋翼。

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