CN116513450A - 一种用于无人机的高效率低噪声仿生螺旋桨 - Google Patents
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Abstract
用于无人机的高效率低噪声仿生螺旋桨属无人机用螺旋桨的制造领域，本发明由桨毂、左螺旋桨叶和右螺旋桨叶组成，左螺旋桨叶由桨叶Ⅰ和叶尖翼梢仿生结构Ⅱ组成，叶尖翼梢仿生结构Ⅱ由1、2、3三个小翼组成，右螺旋桨叶与左螺旋桨叶结构相同，桨叶Ⅰ翼型曲线由长耳鸮翅翼翼型曲线拟合所得，可产生较大的升阻比，提高桨叶的效率；叶尖翼梢仿生结构Ⅱ仿照长耳鸮滑翔时的翼梢结构，三个小翼长度和上翘高度依次增大，有效降低螺旋桨叶旋转飞行时的诱导阻力，流场中的翼尖大涡流被削弱为小涡流，抑制涡流脱离产生的气动噪声，进一步提高飞行效率和降低噪声。
Description
技术领域
本发明属于无人机螺旋桨的制造领域，具体涉及一种高效率低噪声仿生螺旋桨。
背景技术
近几十年来，伴随着无人机研发技术的逐渐成熟以及制造成本的大幅降低，无人机在诸多领域得到了非常广泛的应用。但是，无人机气动噪声大及续航时间短仍然是亟待解决的重大难题，严重限定了其在民用及军用领域的应用。在民用领域，无人机还达不到居民和商业混合区的噪声标准，工作时存在严重的扰民问题；在军用领域，高噪声会严重降低其隐身性能，削弱战场生存能力。无人机螺旋桨是影响其气动噪声和续航水平的关键核心部件，降低其旋转时的气动噪声，提高其气动性能，是增强无人机声学性能和续航时间的重要途径。
长耳鸮具有优异的飞行能力，其翅翼能够保证长耳鸮在滑翔时具有足够的升力并抑制流动分离；即使在高速飞行状态下，其噪声水平也足以低到不被猎物察觉。研究发现，这与其翅膀结构密切相关，长耳鸮翅膀翼型是一种低阻力翼型，其翅翼表面光滑并且翼幅相对较大，可以产生较大的升阻比。此外，长耳鸮的翼梢呈现出向后上方的弯曲形态，这种翼梢结构可以减少翼尖的涡流损失，降低诱导阻力，进一步提高飞行效率和降低噪声。
综上，基于长耳鸮的翅翼特征，本发明提出了一种无人机用高效率低噪声仿生螺旋桨，有效解决无人机飞行过程中的噪声大、效率偏低的问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种基于长耳鸮翅翼特征的无人机用高效率低噪声仿生螺旋桨，该螺旋桨以长耳鸮仿生翼型作为桨叶翼型曲线，同时仿照长耳鸮翼梢结构特征设计了末端上翘的翼梢仿生结构，提高了螺旋桨的效率和降噪性能。
本发明由桨毂(A)、左螺旋桨叶(B)和右螺旋桨叶(C)组成，其中，左螺旋桨叶(B)由桨叶I和叶尖翼梢仿生结构Ⅱ组成，叶尖翼梢仿生结构Ⅱ由1、2、3三个小翼组成，右螺旋桨叶(C)与左螺旋桨叶(B)结构相同。
所述的桨叶Ⅰ翼型曲线由长耳鸮翅翼翼型曲线拟合所得，翼型截面沿桨叶Ⅰ展向均匀布置5处，不同位置的翼型宽度分布和偏转角度大小以螺旋桨叶经典分布进行布置。
所述的叶尖翼梢仿生结构Ⅱ以长耳鸮滑翔时的翼梢结构为仿生模本，共有三个小翼结构，其长度沿来流方向依次增加，其上翘高度沿垂直于桨叶旋转平面方向依次增大，每个小翼结构的形状由前、后、上、下四个引导线控制。
本发明的有益效果在于：
1.以长耳鸮翅翼翼型作为螺旋桨叶垂直截面，有效提高了螺旋桨的效率。
2.仿照长耳鸮翼梢结构特征设计了末端上翘的翼梢仿生结构，进一步提高螺旋桨的效率，降低气动噪声。
附图说明
图1为无人机螺旋桨示意图轴测视图
图2为翼型截面参数示意图
图3为无人机螺旋桨叶尖翼梢仿生结构主视图
图4为无人机螺旋桨叶尖翼梢仿生结构轴测视图
其中：A.桨毂，B.左螺旋桨叶，C.右螺旋桨叶，I.桨叶，Ⅱ.叶尖翼梢仿生结构，1、2、3均为小翼；x为弦长方向，y为垂直翼型表面方向，c为翼型弦长，Z(c)max为最大弯度，Z(t)max为最大厚度；s1为第一个小翼的长度，h1为第一个小翼的上翘高度，s2为第二个小翼的长度，h2为第二个小翼的上翘高度，s3为第三个小翼的长度，h3为第三个小翼的上翘高度；L1前为第一个小翼前引导曲线，L1后为第一个小翼后引导曲线，L1上为第一个小翼上引导曲线，L1下为第一个小翼下引导曲线；L2前为第二个小翼前引导曲线，L2后为第二个小翼后引导曲线，L2上为第二个小翼上引导曲线，L2下为第二个小翼下引导曲线；L3前为第三个小翼前引导曲线，L3后为第三个小翼后引导曲线，L3上为第三个小翼上引导曲线，L3下为第三个小翼下引导曲线。
具体实施方式
下面将结合附图来具体描述本发明：
如图1所示，本发明由桨毂(A)、左螺旋桨叶(B)和右螺旋桨叶(C)组成，其中，左螺旋桨叶(B)由桨叶I和翼梢仿生结构Ⅱ组成，叶尖翼梢仿生结构Ⅱ由1、2、3三个小翼组成，右螺旋桨叶(C)与左螺旋桨叶(B)结构相同。
桨叶Ⅰ翼型曲线由长耳鸮翅翼翼型曲线拟合所得，翼型截面沿桨叶Ⅰ展向均匀布置5处，不同位置的翼型宽度分布和偏转角度大小以螺旋桨叶经典分布进行布置。所述翼型截面如图2所示，其获取步骤如下：
(1)获取长耳鸮翅翼的点云数据，并导入至三维建模软件。
(2)建立垂直翅翼展向的平面，从翅翼根部到翅翼翼梢，沿展向每隔10％半翼展分布，共取翼型截面11个。基于已取的翼型截面，采用描点法，获取上下弧线每3％弦长处点坐标，同时得到每个翼型3％弦长处的中弧线和厚度坐标。
(3)如图2所示，以弦向为x轴，垂直翼型表面为y轴，对中弧线点坐标和厚度坐标进行曲线方程拟合，拟合函数采用Birnbaum-Glauert函数，中弧线和厚度沿弦向分布数学公式分别为：
其中，z(c)为中弧线点纵坐标，z(t)为厚度线点纵坐标，c为弦长，η＝x/c为弦坐标比，Sn和An为待定系数。拟合得到各展向截面翼型待定系数，从而确定各展向翼型的厚度和中弧线方程，根据翼型厚度、中弧线以及上下弧线的关系，得到上下表面弧线方程，其关系方程为：
z(u)＝z(c)+z(t) (3)
z(l)＝z(c)-z(t) (4)
其中，z(u)和z(l)分别为翼型上下弧线坐标。
(4)根据所得拟合翼型形状，考虑到翼端部多为羽毛组成，厚度较薄，在翼型的流体力学分析中参考意义不大，故选取展向20％，30％，40％，50％和60％共5组轮廓比较明显的翼型，对其进行气动性能分析。对于每组翼型，分析不同攻角(-6°、-3°、0°、3°、6°、9°、12°)及不同来流速度(10m/s、25m/s、50m/s)下的升力系数、阻力系数以及升阻比，对比不同展向翼型的气动性能。
根据分析结果，选择气动性能最优翼型(此处为60％展向截面处翼型)，以其作为基础翼型，对桨叶Ⅰ进行设计。桨叶半径R为200mm，每隔40mm设置一处60％翼型曲线，据典型的宽度分布c/R(翼型弦长和螺旋桨叶半径的比值)进行缩放，其c/R比值分别为0.14、0.16、0.15、0.12、0.17，根据典型桨叶角分布(翼型弦长线和螺旋桨叶旋转平面的夹角)进行偏转，其角度分别为30°、21°、16°、12°、10°，通过多截面曲面形成螺旋桨叶，完成主体部分设计。相较于普通桨叶，以长耳鸮60％展向截面翼型为基础设计的仿生桨叶弯度更大，上下表面流速差变大，上下表面压力差变大，产生升力增大，升阻比增大，达到减阻增效的目的。
(5)如图3所示，叶尖翼梢仿生结构Ⅱ共有三个小翼，其长度沿来流方向依次增加，其上翘高度沿垂直于桨叶旋转平面方向依次增大，每个小翼的形状由前、后、上、下四个引导线控制。以200mm处翼型截面为yoz平面，翼型前缘端点为原点，xoz平面经过原点且垂直此平面，其中，沿半径方向为X正方向，沿来流方向为Y正方向，沿垂直xoy平面和翼型上弧线成锐角方向为Z正方向。确定三个小翼的长度分别为s1、s2、s3，上翘高度分别为h1、h2、h3(小翼长度为四条引导线交点与原点o之间的X坐标差，本例数值分别取14mm、17mm、20mm；上翘高度为四条引导线交点与原点o之间的Z坐标差，本例数值分别取2mm、4mm、6mm)。如图4所示，对三个小翼的前、后、上、下引导曲线进行拟合，其表达式分别如下：
将拟合后的引导线函数导入建模软件，在引导线交点处进行圆角光滑处理，圆角半径不应大于1/2小翼长度，最终得到如图1所示的仿生螺旋桨。以长耳鸮翼梢为基础的翼梢仿生结构，不同的长度和上翘高度可保证小翼之间交错分布，引导翼尖处气流分割，降低气动噪声，同时翼梢仿生结构上翘的结构设计可增加螺旋桨整体升阻比，降低诱导阻力，减少翼尖涡流的影响，进一步提升螺旋桨的效率。
通过气动分析发现，与普通翼型相比，本专利所提出的仿生翼型升阻比提高3％，噪声可降低2.5-3.5dB，螺旋桨的气动和声学性能均得到有效提升。
Claims (4)
1.一种用于无人机的高效率低噪声仿生螺旋桨，由桨毂(A)、左螺旋桨叶(B)和右螺旋桨叶(C)组成，其特征在于：所述左螺旋桨叶(B)由桨叶Ⅰ和叶尖翼梢仿生结构Ⅱ组成，叶尖翼梢仿生结构Ⅱ由1、2、3三个小翼组成，所述右螺旋桨叶(C)与左螺旋桨叶(B)结构相同。
2.根据权利要求1所述的用于无人机的高效率低噪声仿生螺旋桨，其特征在于：所述的桨叶Ⅰ翼型曲线由长耳鸮翅翼翼型曲线拟合所得，翼型截面沿桨叶Ⅰ展向均匀布置5处，不同位置的翼型宽度分布和偏转角度大小以螺旋桨叶经典分布进行布置。
3.根据权利要求1所述的用于无人机的高效率低噪声仿生螺旋桨，其特征在于：所述的叶尖翼梢仿生结构Ⅱ以长耳鸮滑翔时的翼梢结构为仿生模本，共有三个小翼，其长度沿来流方向依次增加，其高度沿垂直于桨叶旋转平面方向上翘高度依次增大。
4.根据权利要求1所述的用于无人机的高效率低噪声仿生螺旋桨，其特征在于：所述的小翼由初始拉伸截面沿前、后、上、下四条引导线拉伸而成，初始拉伸截面上下弧线与桨叶部分翼型截面完全重合，整体轮廓近似呈椭圆形。
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