CN208070014U - 一种多旋翼无人机桨叶及多旋翼无人机 - Google Patents
一种多旋翼无人机桨叶及多旋翼无人机 Download PDFInfo
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Abstract
本实用新型属于多旋翼无人机技术领域，公开了一种多旋翼无人机桨叶及多旋翼无人机。其中，多旋翼无人机桨叶包括桨本体、桨根部以及桨尖部。桨本体沿长度方向宽度逐渐变小，桨本体一端的宽度大于另一端的宽度，桨根部连接于桨本体宽度大的一端，桨尖部连接于桨本体宽度小的一端。其中，多旋翼无人机包括上述多旋翼无人机桨叶。本实用新型中，桨本体沿长度方向宽度逐渐变小的设置，使得旋翼在旋转过程中，有效增加了多旋翼无人机桨叶的根部的升力，并且相应减小了多旋翼无人机桨叶的尖部的升力，提高了多旋翼无人机桨叶整体结构的安全性。
Description
技术领域
本实用新型涉及多旋翼无人机技术领域，尤其涉及一种多旋翼无人机桨叶及多旋翼无人机。
背景技术
随着多旋翼无人机行业的快速发展，多旋翼无人机的应用领域也越来越广泛，而多旋翼无人机桨叶承担着多旋翼无人机所需的升力和操纵力，是多旋翼无人机最为重要的部件，其气动外形对多旋翼无人机的气动性能和飞行动力学性能有很大的影响。多旋翼无人机桨叶的桨尖相对气流速度高。以旋翼直径为3米的多旋翼无人机为例：如果旋翼转速为每分钟1000转，那么旋翼中桨叶的桨尖的线速度就达到157米/秒，因而桨叶气动外形对整架多旋翼无人机的气动性能影响很大，并且同时影响旋翼的气动噪声和振动水平。
目前，从图1列举的直升机旋翼的桨叶演变历史看，之所以有图1中桨叶的桨尖的形状演化，主要是因为直升机的升力是靠旋翼旋转与空气相对运动产生的，同时整架直升机的噪声和最大振动源均来自于旋翼。前飞时桨叶从根部到桨尖的相对气流纵向分布如图2所示，图2中分别指出了前飞相对速度1、旋转相对速度2、相对合速度3、旋转方向4、反流区5，旋翼的振动和噪声水平主要来自于旋翼桨叶与前面桨尖拖出的桨尖涡的相互干扰。从图2中可以看出，由于旋翼的旋转运动叠加上直升机的前飞运动和旋翼桨叶与桨尖涡的相互干扰，使得桨叶的受力复杂。
现有的多旋翼无人机旋翼上的桨叶在延伸方向上的宽度相等，整体呈矩形设计，但是由于桨叶在工作过程中是以桨毂为中心成圆周旋转，故桨叶根部的线速度最小，接近于零，而桨叶尖部的线速度最大，导致了桨叶在延伸方向上所承受的升力分布不均匀，即根部升力最小而尖部升力最大，从而影响了桨叶的结构安全，降低了桨叶的使用寿命。
实用新型内容
本实用新型的目的在于提出一种多旋翼无人机桨叶，其工作过程中，在延伸方向上受力更加均匀，整体结构更加安全。
本实用新型的另一个目的在于提出一种多旋翼无人机，其工作过程中，桨叶在延伸方向上受力更加均匀，整体结构更加安全。
为达此目的，本实用新型采用以下技术方案：
一种多旋翼无人机桨叶，包括：
桨本体，所述桨本体沿长度方向宽度逐渐变小，所述桨本体一端的宽度大于另一端的宽度；桨根部，连接于所述桨本体宽度大的一端；桨尖部，连接于所述桨本体宽度小的一端。
作为优选，所述桨本体的两个端面相互平行，所述桨本体宽度方向的两侧的轮廓线分别为本体前轮廓线和本体后轮廓线；所述本体前轮廓线分别与所述桨本体的两个端面垂直，所述本体后轮廓线分别和所述桨本体的两个端面呈夹角设置。
作为优选，所述桨尖部包括桨尖前轮廓线、桨尖后轮廓线、桨尖上轮廓线和桨尖下轮廓线；所述桨尖前轮廓线为所述桨尖部与所述本体前轮廓线相连一侧的外凸的轮廓线，所述桨尖后轮廓线为所述桨尖部与所述本体后轮廓线相连一侧的内凹的轮廓线；所述桨尖上轮廓线为所述桨尖部顶侧的外凸的轮廓线，所述桨尖下轮廓线为所述桨尖部底侧的内凹的轮廓线。
作为优选，所述桨尖前轮廓线和所述桨尖后轮廓线均为抛物线。
作为优选，所述桨尖前轮廓线的形状满足以下公式：y＝a1x2；其中，以所述桨尖前轮廓线与所述本体前轮廓线的连接点为坐标原点，以所述桨本体长度方向为X轴，所述X轴正向朝向所述桨本体宽度小的一端,以所述桨本体宽度方为Y轴，所述Y轴正向朝向所述本体前轮廓线，-0.06≤a1≤-0.04，x≥0。
作为优选，所述桨尖后轮廓线的形状满足以下公式：y＝a2x2+b2x+c2；其中，以所述桨尖前轮廓线与所述本体前轮廓线的连接点为坐标原点，以所述桨本体长度方向为X轴，所述X轴正向朝向所述桨本体宽度小的一端,以所述桨本体宽度方为Y轴，所述Y轴正向朝向所述本体前轮廓线，-0.003≤a2≤-0.002，0.1≤b2≤0.2，-800≤c2≤-50，x≥0。
作为优选，所述桨尖上轮廓线和所述桨尖下轮廓线均为抛物线。
作为优选，所述桨尖上轮廓线的形状满足以下公式：z＝a3x2+b3x+c3；其中，以所述桨尖上轮廓线与所述桨本体的连接点和所述桨尖下轮廓线与所述桨本体连接点的连线的中心点为坐标原点，以所述桨本体长度方向为X轴，所述X轴正向朝向所述桨本体宽度小的一端,以所述桨本体厚度方为Z轴，所述Z轴正向朝向所述桨本体的顶侧，-0.01≤a3≤-0.001，0.08≤b3≤0.5，5≤c3≤15，x≥0。
作为优选，所述桨尖下轮廓线的形状满足以下公式：z＝a4x2+b4x+c4；其中，以所述桨尖上轮廓线与所述桨本体的连接点和所述桨尖下轮廓线与所述桨本体连接点的连线的中心点为坐标原点，以所述桨本体长度方向为X轴，所述X轴正向朝向所述桨本体宽度小的一端,以所述桨本体厚度方为Z轴，所述Z轴正向朝向所述桨本体的顶侧，-0.005≤a4≤-0.001，0.05≤b4≤0.3，-15≤c4≤-5，x≥0。
本实用新型还提供了一种多旋翼无人机，其包括如上所述的多旋翼无人机桨叶。
本实用新型的有益效果为：桨本体沿长度方向宽度逐渐变小的设置，使得旋翼在旋转过程中，有效增加了多旋翼无人机桨叶的根部的升力，并且相应减小了多旋翼无人机桨叶的尖部的升力，相比于现有结构，使得多旋翼无人机桨叶在延伸方向上受力更加均匀，减少了多旋翼无人机桨叶在工作过程中所受到的扭矩力，提高了多旋翼无人机桨叶整体结构的安全性。
附图说明
图1为常规直升机旋翼桨尖演变示意图；
图2为基准旋翼直升机前飞时旋翼相对气流速度示意图；
图3为本实用新型实施例所述的多旋翼无人机桨叶的主视图；
图4为图3的俯视图；
图5是本实用新型实施例所述的桨尖前轮廓线和桨尖后轮廓线在坐标系中的曲线图；
图6是本实用新型实施例所述的桨尖上轮廓线和桨尖下轮廓线在坐标系中的曲线图；
图7为基准旋翼与过渡桨尖外形旋翼以及实用新型实施例中旋翼的拉力-扭矩对比曲线；
图8为基准旋翼与过渡桨尖外形旋翼以及实用新型实施例中旋翼的拉力-悬停效率(FOM)对比曲线。
图中：
1、前飞相对速度；2、旋转相对速度；3、相对合速度；4、旋转方向；5、反流区；
10、桨本体；101、本体前轮廓线；102、本体后轮廓线；
20、桨根部；
30、桨尖部；301、桨尖前轮廓线；302、桨尖后轮廓线；303、桨尖上轮廓线；304、桨尖下轮廓线。
具体实施方式
下面详细描述本实用新型的实施例，实施例的示例在附图中示出，其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。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。
下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本实用新型的技术方案。
如图3和图4所示，本实用新型提供了一种多旋翼无人机桨叶，包括桨本体10、桨根部20以及桨尖部30。其中，桨本体10沿长度方向宽度逐渐变小，桨本体10一端的宽度大于另一端的宽度，桨根部20连接于桨本体10宽度大的一端，桨尖部30连接于桨本体10宽度小的一端。
本实用新型中，桨本体10沿长度方向宽度逐渐变小的设置，使得旋翼在旋转过程中，有效增加了多旋翼无人机桨叶的根部的升力，并且相应减小了多旋翼无人机桨叶的尖部的升力，相比于现有结构，使得多旋翼无人机桨叶在延伸方向上受力更加均匀，减少了多旋翼无人机桨叶在工作过程中所受到的扭矩力，提高了多旋翼无人机桨叶整体结构的安全性。
具体的，桨本体10的两个端面相互平行，桨本体10宽度方向的两侧的轮廓线分别为本体前轮廓线101和本体后轮廓线102。其中，本体前轮廓线101分别与所述桨本体10的两个端面垂直，本体后轮廓线102分别和所述桨本体10的两个端面呈夹角设置。上述设置，使得在俯视方向观察，桨本体10呈直角梯形形状，除此之外，桨本体10还可以是一般梯形形状，或者本体前轮廓线101和本体后轮廓线102为弧线或抛物线。
在本实施例中，桨尖部30包括桨尖前轮廓线301、桨尖后轮廓线302、桨尖上轮廓线303和桨尖下轮廓线304。其中，桨尖前轮廓线301为俯视方向(如图4所示)桨尖部30与本体前轮廓线101相连一侧的外凸的轮廓线，桨尖后轮廓线302为俯视方向桨尖部30与本体后轮廓线102相连一侧的内凹轮廓线，桨尖上轮廓线303为主视方向(如图3所示)桨尖部30顶侧的外凸的轮廓线，桨尖下轮廓线304为主视方向所述桨尖部30底侧的内凹的轮廓线。
在本实施例中，桨尖前轮廓线301和桨尖后轮廓线302均为抛物线。
参照图5，定义：桨尖前轮廓线301与本体前轮廓线101的连接点为坐标原点，桨本体10长度方向为X轴，X轴正向朝向桨本体10宽度小的一端,桨本体10宽度方为Y轴，Y轴正向朝向本体前轮廓线101。
则桨尖前轮廓线301的几何方程为：y＝a1x2，其中：-0.06≤a1≤-0.04，x≥0，桨尖后轮廓线302的几何方程为：y＝a2x2+b2x+c2，其中：-0.003≤a2≤-0.002，0.1≤b2≤0.2，-800≤c2≤-50，x≥0。具体的，桨尖前轮廓线301的几何方程为：y＝-0.05x2，单位为毫米。
在本实施例中，桨尖上轮廓线303和桨尖下轮廓线304同样均为抛物线。
参照图6，定义：桨尖上轮廓线303与桨本体10的连接点和桨尖下轮廓线304与桨本体10连接点的连线的中心点为坐标原点，桨本体10长度方向为X轴，X轴正向朝向桨本体10宽度小的一端,桨本体10厚度方为Z轴，Z轴正向朝向桨本体10的顶侧。
则桨尖上轮廓线303的几何方程为：z＝a3x2+b3x+c3，其中：-0.01≤a3≤-0.001，0.08≤b3≤0.5，5≤c3≤15，x≥0，桨尖下轮廓线304的几何方程为：z＝a4x2+b4x+c4，其中：-0.005≤a4≤-0.001，0.05≤b4≤0.3，-15≤c4≤-5，x≥0。具体的，桨尖上轮廓线303的几何方程为：z＝-0.005x2+0.2x+9，单位为毫米，桨尖下轮廓线304的几何方程为：z＝-0.00375x2+0.175x-9，单位为毫米。
本实用新型中采用的桨尖结构，可有效减小多旋翼无人机桨叶尖部阻力、减小悬停及高速飞行时所需扭矩力，从而提升多旋翼无人机悬停效率、减小多旋翼无人机飞行油耗、减小旋翼整体振动和噪声水平。
本实用新型还提供了一种多旋翼无人机，包括上述的多旋翼无人机桨叶。
本实用新型的多旋翼无人机中，桨本体10的结构设置，使得多旋翼无人机桨叶在延伸方向上受力更加均匀，减少了多旋翼无人机桨叶在工作过程中所受到的扭矩力，桨尖部30的结构设置，可有效减小多旋翼无人机桨叶尖部阻力、减小悬停及高速飞行时所需扭矩力，从而提升多旋翼无人机悬停效率、减小多旋翼无人机飞行油耗、减小旋翼整体振动和噪声水平。
桨本体10形状为矩形，桨叶弦长(即桨叶宽度)为100毫米，单片桨叶长1300毫米，旋翼转速为1000转/分钟，起飞重量80千克。基准旋翼的参数与其它过渡桨尖外形旋翼以及本实用新型桨尖旋翼的对比数据如图7和图8所示。具体的，如以下所述：
以实施例数据为例，本实施方式通过在可测旋翼拉力和扭矩的旋翼试验台架上进行试验，分别进行了传统气动外形旋翼(矩形平面桨叶)、只尖削后掠桨尖气动外形旋翼、只下反桨尖气动外形旋翼以及本实用新型桨尖气动外形优化旋翼(即尖削后掠加下反桨尖气动外形旋翼)的对比分析，由试验结果分析：
悬停状态下，对于给定的旋翼拉力系数，本实施方式桨尖气动外形优化旋翼的扭矩系数较其他三种气动外形旋翼达到最小值，综合了上述后掠尖削桨尖和下反桨尖气动外形的各自优点。
当CT＝0.008时，本实施方式桨尖气动外形优化旋翼扭矩系数较比常规气动外形旋翼的扭矩系数降低了约11.2％；
当CT＝0.008时，本实施方式桨尖气动外形优化旋翼扭矩系数较比常规气动外形旋翼的悬停效率提高了约10％。
在本实施方式中，还提供了一种多旋翼无人机，其包括如权以上所述的多旋翼无人机桨叶。
显然，本实用新型的上述实施例仅仅是为了清楚说明本实用新型所作的举例，而并非是对本实用新型的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本实用新型的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型权利要求的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种多旋翼无人机桨叶，其特征在于，包括：
桨本体(10)，所述桨本体(10)沿长度方向宽度逐渐变小，所述桨本体(10)一端的宽度大于另一端的宽度；
桨根部(20)，连接于所述桨本体(10)宽度大的一端；
桨尖部(30)，连接于所述桨本体(10)宽度小的一端。
2.根据权利要求1所述的多旋翼无人机桨叶，其特征在于，所述桨本体(10)的两个端面相互平行，所述桨本体(10)宽度方向的两侧的轮廓线分别为本体前轮廓线(101)和本体后轮廓线(102)；
所述本体前轮廓线(101)分别与所述桨本体(10)的两个端面垂直，所述本体后轮廓线(102)分别和所述桨本体(10)的两个端面呈夹角设置。
3.根据权利要求2所述的多旋翼无人机桨叶，其特征在于，所述桨尖部(30)包括桨尖前轮廓线(301)、桨尖后轮廓线(302)、桨尖上轮廓线(303)和桨尖下轮廓线(304)；
所述桨尖前轮廓线(301)为所述桨尖部(30)与所述本体前轮廓线(101)相连一侧的外凸的轮廓线，所述桨尖后轮廓线(302)为所述桨尖部(30)与所述本体后轮廓线(102)相连一侧的内凹的轮廓线；
所述桨尖上轮廓线(303)为所述桨尖部(30)顶侧的外凸的轮廓线，所述桨尖下轮廓线(304)为所述桨尖部(30)底侧的内凹的轮廓线。
4.根据权利要求3所述的多旋翼无人机桨叶，其特征在于，所述桨尖前轮廓线(301)和所述桨尖后轮廓线(302)均为抛物线。
5.根据权利要求4所述的多旋翼无人机桨叶，其特征在于，所述桨尖前轮廓线(301)的形状满足以下公式：y＝a1x2；
其中，以所述桨尖前轮廓线(301)与所述本体前轮廓线(101)的连接点为坐标原点，以所述桨本体(10)长度方向为X轴，所述X轴正向朝向所述桨本体(10)宽度小的一端,以所述桨本体(10)宽度方为Y轴，所述Y轴正向朝向所述本体前轮廓线(101)，-0.06≤a1≤-0.04，x≥0。
6.根据权利要求4所述的多旋翼无人机桨叶，其特征在于，所述桨尖后轮廓线(302)的形状满足以下公式：y＝a2x2+b2x+c2；
其中，以所述桨尖前轮廓线(301)与所述本体前轮廓线(101)的连接点为坐标原点，以所述桨本体(10)长度方向为X轴，所述X轴正向朝向所述桨本体(10)宽度小的一端,以所述桨本体(10)宽度方为Y轴，所述Y轴正向朝向所述本体前轮廓线(101)，-0.003≤a2≤-0.002，0.1≤b2≤0.2，-800≤c2≤-50，x≥0。
7.根据权利要求3所述的多旋翼无人机桨叶，其特征在于，所述桨尖上轮廓线(303)和所述桨尖下轮廓线(304)均为抛物线。
8.根据权利要求7所述的多旋翼无人机桨叶，其特征在于，所述桨尖上轮廓线(303)的形状满足以下公式：z＝a3x2+b3x+c3；
其中，以所述桨尖上轮廓线(303)与所述桨本体(10)的连接点和所述桨尖下轮廓线(304)与所述桨本体(10)连接点的连线的中心点为坐标原点，以所述桨本体(10)长度方向为X轴，所述X轴正向朝向所述桨本体(10)宽度小的一端,以所述桨本体(10)厚度方为Z轴，所述Z轴正向朝向所述桨本体(10)的顶侧，-0.01≤a3≤-0.001，0.08≤b3≤0.5，5≤c3≤15，x≥0。
9.根据权利要求7所述的多旋翼无人机桨叶，其特征在于，所述桨尖下轮廓线(304)的形状满足以下公式：z＝a4x2+b4x+c4；
其中，以所述桨尖上轮廓线(303)与所述桨本体(10)的连接点和所述桨尖下轮廓线(304)与所述桨本体(10)连接点的连线的中心点为坐标原点，以所述桨本体(10)长度方向为X轴，所述X轴正向朝向所述桨本体(10)宽度小的一端,以所述桨本体(10)厚度方为Z轴，所述Z轴正向朝向所述桨本体(10)的顶侧，-0.005≤a4≤-0.001，0.05≤b4≤0.3，-15≤c4≤-5，x≥0。
10.一种多旋翼无人机，其特征在于，包括如权利要求1-9任意一项所述的多旋翼无人机桨叶。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201820506907.9U CN208070014U (zh) | 2018-04-11 | 2018-04-11 | 一种多旋翼无人机桨叶及多旋翼无人机 |
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| CN201820506907.9U CN208070014U (zh) | 2018-04-11 | 2018-04-11 | 一种多旋翼无人机桨叶及多旋翼无人机 |
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Country Status (1)
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| CN (1) | CN208070014U (zh) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109533314A (zh) * | 2018-11-14 | 2019-03-29 | 中国直升机设计研究所 | 一种轻型无人直升机旋翼桨叶气动外形 |
| CN110525644A (zh) * | 2019-07-12 | 2019-12-03 | 天津曙光天成科技有限公司 | 直升机旋翼桨尖结构、旋翼及桨尖的制作方法 |
| CN114486148A (zh) * | 2021-12-14 | 2022-05-13 | 西南科技大学 | 一种适用于桨尖涡流动控制实验研究的旋翼 |
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2018
- 2018-04-11 CN CN201820506907.9U patent/CN208070014U/zh active Active
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