CN206125408U - 高升力高效率的飞机螺旋桨 - Google Patents
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Abstract
本实用新型涉及高升力高效率的飞机螺旋桨，其包括桨叶，桨叶内端为前掠翼结构，外端为后掠翼结构，桨叶两端之间的直线长度为L，内端与外端以桨叶0.5L长度处为界，其中桨叶的不同位置都按照与长度值一定的比例关系设置相应的宽度与厚度。桨叶借鉴了飞镖的外形，采用前掠翼、后掠翼结合的设计方式，升力提升了20%左右，有效的减弱了翼梢气流下洗的影响使，得气动效率提升了10%左右，桨叶中部气动性能最好的部分比较突前，不受左右流场的干扰，并且加宽的设计充分发挥了螺旋桨中部高升阻比的特点。此外桨叶横截面有不同的攻角设计，保证最大的升力和最小的阻力。
Description
技术领域
本发明涉及飞机螺旋桨。
背景技术
螺旋桨是以螺旋桨为动力的飞机的主要动力来源，是飞机的核心结构，尽管航空推进器早已进入喷气时代，但螺旋桨发动机在低亚音速飞行时具有拉力大、推进效率高、经济性好的特点，使其在飞机领域尤其是运输机领域仍有重要地位，现有飞机螺旋桨存在升力不够强、效率较低的缺点，需要改进。
发明内容
本发明要解决的技术问题在于，提供一种改进的螺旋桨。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：高升力高效率的飞机螺旋桨，包括桨叶，所述桨叶内端为前掠翼结构，外端为后掠翼结构，桨叶两端之间的直线长度为L，内端与外端以桨叶0.5L长度处为界，其中，桨叶内端为桨叶的起始端（即0L处），在桨叶内端端面处，桨叶宽度为0.17L，桨叶厚度取值范围为：0.15 L-0.18L；在桨叶0.14L长度处，桨叶宽度为0.24L，桨叶厚度取值范围为：0.19L-0.23L；在桨叶0.5L长度处，桨叶宽度为0.36L，桨叶厚度取值范围为：0.27L-0.38L；在桨叶0.78L长度处，桨叶宽度为0.23L，桨叶厚度取值范围为：0.17L-0.23L；在桨叶0.94L长度处，桨叶宽度为0.11L，桨叶厚度取值范围为：0.14L-0.18L；在桨叶外端端面处，桨叶厚度取值范围为：0.02L-0.06L。
如前所述的高升力高效率的飞机螺旋桨，在桨叶内端端面处桨叶厚度取值为0.17L，在桨叶0.14L长度处桨叶厚度取值为0.21L；在桨叶0.5L长度处桨叶厚度取值为0.3L；在桨叶0.78L长度处桨叶厚度取值为0.2L；在桨叶0.94L长度处桨叶厚度取值为0.16L；在桨叶外端端面处桨叶厚度取值为0.04L。
如前所述的高升力高效率的飞机螺旋桨，所述桨叶横截面与水平来流所形成的设计攻角具体为，在桨叶内端端面处所述设计攻角值为17度；在桨叶0.14L长度处所述设计攻角值为20.5度；在桨叶0.5L长度处所述设计攻角值为24度；在桨叶0.78L长度处所述设计攻角值为17度；在桨叶0.94L长度处所述设计攻角值为11.3度；在桨叶外端端面处所述设计攻角值为11度。
实施本发明的技术方案，至少具有以下的有益效果：桨叶采用前掠翼、后掠翼结构相结合的方式，中部气动性能最好的部分比较突前，不受左右流场的干扰，并且加宽的设计，充分发挥了螺旋桨中部高升阻比的特点，并且内端的前掠翼有利于增加升力，外端的后掠翼设计，有效的减弱了翼梢气流下洗的影响使得气动效率提升。
附图说明
下面将结合附图及实施例对本发明作进一步说明，附图中：
图1为本实用新型示意图；
图2为本实用新型桨叶示意图；
图3为本实用心想桨叶内端端部横截面与水平来流的设计攻角示意图；
图中标识说明如下：
1、螺旋桨；2、桨叶；20、内端；21、外端；A、设计攻角。
具体实施方式
为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图详细说明本发明的具体实施方式。
如图1-3所示的高升力高效率的飞机螺旋桨1，包括桨叶2，所述桨叶2内端20为前掠翼结构，外端21为后掠翼结构，桨叶2两端之间（内端20端面至外端21端面）的直线长度为L，内端20与外端21以桨叶20.5L长度处为界，其中，桨叶内端为桨叶的起始端，在桨叶2内端20端面处，桨叶2宽度为0.17L，桨叶2厚度取值范围为：0.15 L-0.18L；在桨叶20.14L长度处，桨叶2宽度为0.24L，桨叶2厚度取值范围为：0.19L-0.23L；在桨叶20.5L长度处，桨叶2宽度为0.36L，桨叶2厚度取值范围为：0.27L-0.38L；在桨叶20.78L长度处，桨叶2宽度为0.23L，桨叶2厚度取值范围为：0.17L-0.23L；在桨叶20.94L长度处，桨叶2宽度为0.11L，桨叶2厚度取值范围为：0.14L-0.18L；在桨叶2外端21端面处，桨叶2厚度取值范围为：0.02L-0.06L。
在一些实施例中，桨叶2厚度的优选值如下：在桨叶2内端20端面处桨叶2厚度取值为0.17L，在桨叶20.14L长度处桨叶2厚度取值为0.21L；在桨叶20.5L长度处桨叶2厚度取值为0.3L；在桨叶20.78L长度处桨叶2厚度取值为0.2L；在桨叶20.94L长度处桨叶2厚度取值为0.16L；在桨叶2外端21端面处桨叶2厚度取值为0.04L。
以坐标轴的方式将桨叶2长度、宽度以及厚度之间涉及参数关系总结如下表：
上表中，坐标原点在桨叶的根部，沿x方向的螺旋桨1的最大长度为L，沿y方向为螺旋桨1的宽度，用螺旋桨1的宽度和桨叶厚度来确定螺旋桨1的外形参数，统一单位是螺旋桨1的最大长度L。
本方案中的螺旋桨1借鉴了飞镖的外形，0-0.5L处采用前掠翼设计，升力提升了20%左右；在0.5L-L处采用后掠翼设计，有效的减弱了翼梢气流下洗的影响，使得气动效率提升了10%左右。中部气动性能最好的部分比较突前，不受左右流场的干扰，并且加宽的设计，且整个桨叶2中部厚度值最大，充分发挥了螺旋桨1中部高升阻比的特点。
在一些实施例中，所述桨叶2横截面与水平来流所形成的设计攻角A具体为，在桨叶2内端20端面处所述设计攻角A值为17度；在桨叶20.14L长度处所述设计攻角A值为20.5度；在桨叶20.5L长度处所述设计攻角A值为24度；在桨叶20.78L长度处所述设计攻角A值为17度；在桨叶20.94L长度处所述设计攻角A值为11.3度；在桨叶2外端21端面处所述设计攻角A值为11度。如图3所示的为桨叶2内端20端部横截面所形成的设计攻角A示意图。
螺旋桨1的截面攻角设计参数如下表所示：
螺旋桨1桨叶2上每一个横截面都有一个翼型，该翼型弦线与水平来流的夹角定义为设计攻角A，由于桨叶2横截面的线速度是随半径线性增加的，所以螺旋桨1桨叶2每个横截面都有不同的攻角设计，保证最大的升力和最小的阻力，本方案中，桨叶20.5L处的攻角最大，使得整个螺旋桨1最佳的部位有最佳的升阻比，而在翼尖，由于翼尖效应的影响，攻角必须要小。
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，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改、组合和变化。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权利要求范围之内。
Claims (3)
1.高升力高效率的飞机螺旋桨，包括桨叶，其特征在于：所述桨叶内端为前掠翼结构，外端为后掠翼结构，桨叶两端之间的直线长度为L，内端与外端以桨叶0.5L长度处为界，其中，
桨叶内端为桨叶的起始端，在桨叶内端端面处桨叶宽度为0.17L，桨叶厚度取值范围为：0.15L-0.18L；在桨叶0.14L长度处，桨叶宽度为0.24L，桨叶厚度取值范围为：0.19L-0.23L；在桨叶0.5L长度处，桨叶宽度为0.36L，桨叶厚度取值范围为：0.27L-0.38L；在桨叶0.78L长度处，桨叶宽度为0.23L，桨叶厚度取值范围为：0.17L-0.23L；在桨叶0.94L长度处，桨叶宽度为0.11L，桨叶厚度取值范围为：0.14L-0.18L；在桨叶外端端面处，桨叶厚度取值范围为：0.02L-0.06L。
2.如权利要求1所述的高升力高效率的飞机螺旋桨，其特征在于：在桨叶内端端面处桨叶厚度取值为0.17L，在桨叶0.14L长度处桨叶厚度取值为0.21L；在桨叶0.5L长度处桨叶厚度取值为0.3L；在桨叶0.78L长度处桨叶厚度取值为0.2L；在桨叶0.94L长度处桨叶厚度取值为0.16L；在桨叶外端端面处桨叶厚度取值为0.04L。
3.如权利要求2所述的高升力高效率的飞机螺旋桨，其特征在于：所述桨叶横截面与水平来流所形成的设计攻角具体为，
在桨叶内端端面处所述设计攻角值为17度；在桨叶0.14L长度处所述设计攻角值为20.5度；在桨叶0.5L长度处所述设计攻角值为24度；在桨叶0.78L长度处所述设计攻角值为17度；在桨叶0.94L长度处所述设计攻角值为11.3度；在桨叶外端端面处所述设计攻角值为11度。
Priority Applications (1)
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2016
- 2016-10-25 CN CN201621162732.1U patent/CN206125408U/zh active Active
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