CN211364914U

CN211364914U - 旋翼飞行器的桨叶及旋翼飞行器

Info

Publication number: CN211364914U
Application number: CN201922190800.5U
Authority: CN
Inventors: 周东岳; 姜欣宏; 马聪; 卢鹏; 李振凯; 孙恒盛; 闫波; 郜奥林; 刘金来; 唐河森
Original assignee: Beijing Airlango Technology Co ltd
Current assignee: Beijing Airlango Technology Co ltd
Priority date: 2019-12-06
Filing date: 2019-12-06
Publication date: 2020-08-28
Anticipated expiration: 2029-12-06

Abstract

本公开涉及一种旋翼飞行器的桨叶及旋翼飞行器，其中旋翼飞行器的桨叶的翼型由前缘、尾缘以及位于前缘和尾缘之间的上弧线和下弧线构成，桨叶的翼型的最大厚度a与翼型的弦长c之比为a/c＝6.85％，最大厚度位于x/c＝30.5％处；桨叶的翼型的最大弯度b与翼型的弦长c之比为b/c＝6.6％，最大弯度b位于x/c＝47.1％处。通过上述技术方案得到的旋翼具有更高的气动效率、更轻的重量，同样升力面分布设计下，所需转速更低，噪音更小。

Description

旋翼飞行器的桨叶及旋翼飞行器

技术领域

本公开涉及飞行器技术领域，具体地，涉及一种旋翼飞行器的桨叶及旋翼飞行器。

背景技术

提高气动效率是飞行器设计的一项重要工作。对于旋翼飞行器，需要实现在产生同样升力的情况下尽可能地降低所消耗的功率，或者在消耗同样功率的情况下产生尽可能大的升力的目的，这对于提高飞行器的航时、航程以及载重能力都具有重要的意义。

旋翼飞行器的翼型对于提高气动效率具有重要的作用。现有旋翼主要是围绕大型有人飞机进行设计，这种有人飞机通常是处于高雷诺数(普遍处于 1000,000以上)的流动中。而目前针对例如物流配送、植保、航拍等多处于低雷诺数(500,000以下)流动下的旋翼研究较少。现有旋翼在低雷诺数流动下普遍存在升力系数偏低、升阻比偏低等问题，使得旋翼无人机的气动效率较低。

实用新型内容

本公开的目的是提供一种旋翼飞行器的桨叶，该桨叶在低雷诺数环境中具有更高的升力系数和更大的升阻比，改善旋翼飞行器的气动效率。

为了实现上述目的，本公开提供一种旋翼飞行器的桨叶，所述桨叶的翼型由前缘、尾缘以及位于所述前缘和尾缘之间的上弧线和下弧线构成，所述桨叶的翼型的最大厚度a与翼型的弦长c之比为a/c＝6.85％，所述最大厚度位于x/c＝30.5％处；所述桨叶的翼型的最大弯度b与翼型的弦长c之比为 b/c＝6.6％，所述最大弯度b位于x/c＝47.1％处；其中，x是沿着弦线从所述前缘到所述尾缘的距离，所述a/c、b/c、x/c的值分别具有±3％的最大误差。

本公开的第二个目的是提供一种旋翼飞行器，该旋翼飞行器具有上述的旋翼飞行器的桨叶。

通过上述技术方案，本公开提供的旋翼飞行器的桨叶在低雷诺数流动下具有更高的最大升力系数以及更高的升阻比，从而能够提高旋翼飞行器的气动效率，此外由于旋翼飞行器气动效率的提高，在同样的升力面分布的情况下，所需要的转速更低，能够减小旋翼飞行器飞行过程中产生的噪音。

本公开的其他特征和优点将在随后的具体实施方式部分予以详细说明。

附图说明

附图是用来提供对本公开的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与下面的具体实施方式一起用于解释本公开，但并不构成对本公开的限制。在附图中：

图1是根据一示例性实施例示出的旋翼的翼型轮廓示意图；

图2是本公开的翼型与VR7的翼型在低雷诺数Re＝1.3×10⁴时最大升力系数曲线对比图；

图3是本公开的翼型与VR7的翼型在低雷诺数Re＝2.7×10⁴时最大升力系数曲线对比图；

图4是本公开的翼型与VR7的翼型在低雷诺数Re＝4×10⁴时最大升力系数曲线对比图；

图5是本公开的翼型与VR7的翼型在低雷诺数Re＝1.8×10⁵时最大升力系数曲线对比图；

图6是本公开的翼型与VR7的翼型在低雷诺数Re＝4×10⁵时最大升力系数曲线对比图；

图7是本公开的翼型与VR7的翼型在低雷诺数Re＝1.3×10⁴时最大升阻比曲线对比图；

图8是本公开的翼型与VR7的翼型在低雷诺数Re＝2.7×10⁴时最大升阻比曲线对比图；

图9是本公开的翼型与VR7的翼型在低雷诺数Re＝4×10⁴时最大升阻比曲线对比图；

图10是本公开的翼型与VR7的翼型在低雷诺数Re＝1.8×10⁵时最大升阻比曲线对比图；

图11是本公开的翼型与VR7的翼型在低雷诺数Re＝4×10⁵时最大升阻比曲线对比图；

图12是根据一示例性实施例示出的旋翼的立体结构示意图；

图13是根据一示例性实施例示出的旋翼的平面视图；

图14是本公开的桨叶与T-motor纯碳桨叶的力效对比图。

附图标记说明

1 桨叶 11 前缘 12 尾缘

13 上弧线 14 下弧线 15 弦线

16 桨根 17 桨尖 171 后掠部

18 上翼面 19 下翼面 a 最大厚度

b 最大弯度 c 弦长

具体实施方式

以下结合附图对本公开的具体实施方式进行详细说明。应当理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于说明和解释本公开，并不用于限制本公开。

本实施例中出现的上、下等方位用语是以旋翼安装于飞行器以后旋翼以及旋翼飞行器的常规运行姿态为参考，而不应该认为具有限制性。

下面结合附图，对本公开的旋翼飞行器的旋翼及旋翼飞行器进行详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例及实施方式中的特征可以相互组合。

如图12和图13所示，本公开提供了一种旋翼飞行器的旋翼，旋翼包括桨叶1和桨毂，桨叶1通过桨毂安装于旋翼飞行器的驱动组件上。驱动组件例如可以是安装在旋翼飞行器机身上的旋转电机，旋转电机的输出轴与桨毂连接，以带动桨叶1旋转。旋翼飞行器的机身上可以设置多个旋翼，通过对旋翼的旋转速度以及姿态的调节，能够改变旋翼飞行器的飞行姿态，以在悬停、行进或者侧倾等动作之间切换。

本公开的桨叶1可以采用相关技术中的任意材质制成，包括但不限于金属材料、塑料、碳纤维等。此外，在制造时可以采用模塑。冲压、锻造等各种相关技术中的加工工艺手段。

如图1所示，本公开的桨叶1翼型由前缘11、尾缘12以及位于前缘11 和尾缘12之间的上弧线13和下弧线14构成。桨叶1的翼型的最大厚度a与翼型的弦长c之比为a/c＝6.85％，最大厚度位于x/c＝30.5％处；桨叶的翼型的最大弯度b与翼型的弦长c之比为b/c＝6.6％，最大弯度b位于x/c＝47.1％处；其中，x是沿着弦线15从前缘11到尾缘12的距离，a/c、b/c、x/c分别具有±3％的最大误差，即在±3％误差允许范围内由a/c、b/c、x/c构成的翼型的轮廓均落入到本公开所要求的保护的范围内。

与现有旋翼的翼型设计相比，考虑到低雷诺数流动的特点，本公开在进行翼型设计时，将最大厚度a的位置向尾缘12推移，从而避免了气流在旋翼的上弧线13过早的出现气流分离，而导致升力损失。此外通过对最大厚度a 以及最大弯度b的改进，翼型的前段边界层更加的稳定，推迟了分离点，有利于翼型前段上弧面的做功。

基于上述技术方案和理论分析，本公开的旋翼飞行器的旋翼在低雷诺数流动下，具有更高的最大升力系数以及更高的升阻比，表现出了优异的气动效率，在产生同样升力的情况下能够消耗更少的功率，或者在消耗同样的功率的情况下产生更大的升力。此外，旋翼在高速旋转时产生的气动噪音是旋翼飞行器的主要噪声来源。由于旋翼飞行器气动效率的提高，在同样的升力面分布的情况下，所需要的转速更低，因而能够有效的减少旋翼飞行器飞行过程中产生的噪音，提升用户体验。

根据本公开的一种实施方式，如图1所示，上弧线13可以由上弧线坐标数值对x/c，y_u/c所限定，下弧线14可以由下弧线坐标数值对x/c，y_l/c所限定，上弧线坐标数值对x/c，y_u/c和所述下弧线坐标数值对x/c，y_l/c可以根据以下所限定：

表1翼型上下表面特征点坐标

其中，y_u是上弧线13垂直于弦线15的距离，y_l是下弧线14垂直于弦线15的距离。

本公开中的上弧线坐标数值对x/c，y_u/c和下弧线坐标数值对x/c，y_l/c中的每个的最大误差等于±3％，即在±3％误差允许范围内的上弧线坐标对 X/C，Y_u/C和下弧线坐标数值对X/C，Y_l/C所围成的翼型的轮廓均落入到本公开所要求的保护的范围内，并且在误差范围内所得到的翼型仍然能够取得上述翼型所具有的有益效果。此外本公开限定翼型轮廓时所采用的坐标对为无量纲坐标值，这种方式对上述表1中的数据进行等比例的放大或缩小时，均不会改变翼型的形状。

以下将通过本公开的旋翼(E376)以及波音公司专门为垂直起降飞行器研发的旋翼(VR7)在低雷诺数流动下的气动力学比较实验，进一步说明本公开的旋翼在提升旋翼飞行器在气动效率方面的有益效果。

如下表2所示，为分别选取雷诺数Re为1.3×10⁴、2.7×10⁴、4×10⁴、1.8×10⁵以及4×10⁵时，在攻角为-5～15°范围内，对本公开E376翼型与波音VR7翼型的最大升力系数进行对比。在所选取的雷诺数的范围内，本公开的翼型的最大升力系数均大于VR7翼型的最大升力系数，具体的，当Re＝1.3×10⁴时，本公开E376翼型的最大升力系数较VR7的翼型提升了58.23％；当 Re＝2.7×10⁴时，本公开E376翼型的最大升力系数较VR7的翼型提升了39.81％；当Re＝4×10⁴时，本公开E376翼型的最大升力系数较VR7的翼型提升了32.74％；当Re＝1.8×10⁵时，本公开E376翼型的最大升力系数较VR7 的翼型提升了17.27％；当Re＝4×10⁵时，本公开E376翼型的最大升力系数较VR7的翼型提升了19.31％。即本公开E376翼型与VR7翼型相比最大升力系数至少能够提升17％以上。同时参考图2至图6，低雷诺数下，在翼型的有效工作点范围内，随着攻角的变化，本公开E376翼型的升力系数整体高于VR7翼型。

表2不同雷诺数下的最大升力系数

Re	CLmax_VR7	Clmax_E376	提升
				13000	0.79	1.25	58.23％
27000	1.03	1.44	39.81％
				40000	1.13	1.5	32.74％
180000	1.39	1.63	17.27％
				400000	1.45	1.73	19.31％

如下表3所示，为分别选取雷诺数Re为1.3×10⁴、2.7×10⁴、4×10⁴、1.8×10⁵以及4×10⁵时，在攻角为-5～15°范围内，对本公开E376翼型与波音VR7翼型的最大升阻比进行对比。在所选取的雷诺数的范围内，本公开的翼型的最大升阻比均大于VR7翼型的最大升阻比，具体的，当Re＝1.3×10⁴时，本公开E376翼型的最大升阻比较VR7的翼型提升了53.39％；当Re＝2.7×10⁴时，本公开E376翼型的最大升阻比较VR7的翼型提升了41.31％；当Re＝4×10⁴时，本公开E376翼型的最大升阻比较VR7的翼型提升了37.48％；当 Re＝1.8×10⁵时，本公开E376翼型的最大升阻比较VR7的翼型提升了28.66％；当Re＝4×10⁵时，本公开E376翼型的最大升阻比较VR7的翼型提升了21.27％。即本公开E376翼型与VR7翼型相比最大升阻比至少能够提升21％以上。同时参考图7至图11，低雷诺数下，在翼型的有效工作范围内，随着攻角的变化，本公开E376翼型的升阻比整体高于VR7翼型。

表3不同雷诺数下的最大升力系数

Re	CL/CDmax_VR7	CL/CDmax_E376	提升
				13000	11.5	17.64	53.39％
27000	20.55	29.04	41.31％
				40000	26.2	36.02	37.48％
180000	42.25	54.36	28.66％
				400000	50.72	61.51	21.27％

通过上述对比实验，本公开E376翼型与VR7翼型在低雷诺数下，最大升力系数以及最大升阻比均具有显著的提升，证明采用本公开的翼型的旋翼具有更高的气动效率、更轻的重量。此外，由于旋翼飞行器气动效率的提高，在同样的升力面分布的情况下，所需要的转速更低，因此能够有效的减少旋翼飞行器飞行过程中产生的噪音，特别是物流配送等应用于人口较为密集的区域，能够最大程度的减少对周围居民生活的干扰，提升用户的体验。

根据本公开的一种实施方式，如图12和图13所示，本公开的桨叶1包括桨根16、桨尖17以及上下相对设置的上翼面18和下翼面19，上翼面18 和下翼面19的一侧连接形成前缘11，另一侧连接形成尾缘12，桨叶1的自半径35％处延伸至所述桨尖17的部分具有所述翼型。

本公开的桨叶1的自半径35％处延伸至桨尖17的部分具有本公开上述的翼型，因此本公开的桨叶1就具有了上述翼型的全部有益效果。本公开的桨叶1的各段并非全部采用上述的翼型的原因在于，由于桨根16用于与桨毂相连接，从而使桨毂能够在驱动组件的驱动下旋转。桨根16相较于桨叶1 的主体部分以及桨尖17部分距离桨毂更近，因此将承受更高的输出扭矩。出于结构加强的目的，本公开的桨叶1在其半径的35％处之前可以采用加厚处理。此外，在本公开的桨叶1在其半径的35％处之前的部位的旋转线速度较低，因而对于升力的贡献也较少，因此即使这一部分的翼型采用与本公开上述翼型不同的形状亦不会对力效和气动效率产生实质的影响。应当理解的是，本公开的桨叶1在整体结构上并不存在全部采用本公开上述翼型的技术障碍。

本公开的旋翼在沿着桨叶1的展向上每一段均能够处于最佳的工作段，以减少空气的阻力，提高拉力和效率，从而能够增加旋翼飞行器的续航时间，此外还能够减少飞行器在飞行时产生的噪音，提升用户体验。

上翼面18由通过多个坐标对限定的(kx，ky，kz)构成的上翼面特征线所限定，下翼面19由通过多个坐标对限定的(kx，ky，kz)构成的下翼面特征线所限定，上翼面特征线和下翼面特征线根据以下所限定：

表4a上翼面特征线的特征点坐标

表4b下翼面特征线的特征点坐标

其中，x方向为旋翼的展向方向，y方向为旋翼的弦长方向，z为厚度方向。k＝a/229，其中a为旋翼的半径取值。表4为选取的半径为229㎜的桨叶的一项实施方式的立体外形数据，应当理解的是，采用该数据等比例放大或缩小而得到的曲线簇亦在本公开的实施范畴之内，特征线之间具有平滑的过渡。

下面示例性的提供一种在选取其他半径尺寸桨叶的情况下，如何测绘得到外形与本公开相同的桨叶的方式。当桨叶的半径尺寸为600㎜，即a＝600，则k＝2.62009，然后将k分别乘以表4中对应的坐标值，最后得到一组新的特征线的特征点坐标，例如表4a中上翼面特征线5中对应的坐标变为 (297.60030,-31.16505,7.31181)，(297.60030,-30.85444,7.64422)……；表 4b中下翼面特征线5中对应的坐标变为(297.60030,-31.16505,7.31181)， (297.60030,-31.01191,6.97195)……。

上翼面特征线和下翼面特征线中的每个的最大误差等于±3％，即在±3％误差允许范围内的上翼面特征线和下翼面特征线所构成的机翼的形状均落入到本公开所要求的保护的范围内。

根据上述表格中的数据，可以看出，本公开的桨叶1中距离中心的较远的区间内(大致113-196的x区间)具有由上述三条特征线限定的立体结构，该区间的对应的桨叶结构是桨叶中的主体结构，是较为重要的拉力产生区，通过在该区域优化特征线数值，能够使得桨叶1主体部分的展向上处于最佳的工作段，以减少空气的阻力，提高拉力和效率，从而能够增加旋翼飞行器的续航时间，此外还能够减少飞行器在飞行时产生的噪音，提升用户体验。

本公开中，上翼面特征线和下翼面特征线还根据以下所进一步限定：

表5a上翼面特征线的特征点坐标

表5b下翼面特征线的特征点坐标

之所以继续选择距离中心较近的区间(大致27-69的区间)进行优化，是因为桨根16用于与桨毂相连接，从而使桨叶能够在驱动组件的驱动下旋转。此时桨根16相较于桨叶1的主体部分以及桨尖17部分更加靠近桨毂的位置，因此将承受更高的扭矩。本公开在该区间，即在桨根16的部分进行加厚处理，即沿着桨根16的弦向向外形成有隆起部，以提高桨根16部分的结构强度。

表6a上翼面特征线的特征点坐标

表6b上翼面特征线的特征点坐标

这样，本公开还对桨叶1的主体部分进行了进一步细化处理，使得桨叶 1的主体部分的过渡更加的平滑，不会出现急扭转之处。这种平滑过渡的结构能够进一步提高桨叶1的整体结构强度，不易折断，提高桨叶1主体部分在工作时的可靠性，拉力和效率更高。

表7a上翼面特征线的特征点坐标

表7b下翼面特征线的特征点坐标

本公开还对较近的桨根16的区域进行了进一步细化，提升了桨根16处的平滑程度，以提高桨叶1的结构强度。

进一步地，为了提升降噪的效果，本公开的桨叶1在展向上每一段均能够处于最佳的工作段，以减少空气的阻力，提高拉力和效率，从而能够增加旋翼飞行器的续航时间，此外还能够减少飞行器在飞行时产生的噪音，提升用户的使用体验。

根据本公开的一种实施方式，如图12和图13所示，在桨尖17还处形成有后掠部171，后掠部171自前缘11向尾缘12弯折延伸，后掠部171的上翼面特征线和下翼面特征线根据以下所限定：

表8a上翼面特征线的特征点坐标

表8b下翼面特征线的特征点坐标

其中，x方向为旋翼的展向方向，y方向为旋翼的弦长方向，z为厚度方向。k＝a/229，其中，a为旋翼的半径取值。表8为选取的半径为229㎜的桨叶的一项实施方式的立体外形数据，应当理解的是，采用该数据等比例放大或缩小而得到的曲线簇亦在本公开的实施范畴之内，特征线之间具有平滑的过渡。

下面示例性的提供一种在选取其他半径尺寸桨叶的情况下，如何得到外形与本公开相同的后掠部171的方式。例如桨叶的半径尺寸为600㎜，即a ＝600，则k＝2.62009，然后将k分别乘以表8中对应的坐标值，最后得到一组新的特征线的特征点坐标，例如表8a中上翼面特征线10中对应的坐标变为 (549.60056,-22.77924,2.38606)，(549.60056,-22.77924,2.58626)……；表 8b中下翼面特征线10中对应的坐标变为(549.60056,-22.77924,2.38606)， (549.60056,-22.67366,2.21162)……。

在本公开中，通过设计上述两条翼面特征线所构成的立体结构，构造了后掠部171，后掠部171的存在可以切断桨叶1旋转时空气在桨叶1上的展向流动，从而减少桨尖17部分所形成的涡流，并降低桨尖17部分涡流的强度，此外后掠部171还能够削弱桨叶1附近气压变化的程度，减弱具有一定厚度的桨叶1周期性切割气流的程度，最终降低桨叶1旋转时产生的旋转噪声。

为了使得后掠部效果更好，本公开还进一步增加了一条翼面特征线来限定后掠部。具体地如下表9所示：

表9a上翼面特征线的特征点坐标

表9b下翼面特征线的特征点坐标

通过对后掠部171上下翼面特征线的进一步限定，使得后掠部171更加平滑，使桨尖17处形成的涡流更加稳定，能够进一步提高降噪的效果。

以下将通过本公开的桨叶(18寸电木)以及T-motor纯碳桨叶的力效对比测试，进一步说明本公开的桨叶1在提升旋翼飞行器在气动效率方面的有益效果。

如图14所示，采用本公开桨叶1的旋翼飞行器的力效与T-motor纯碳桨叶相比，平均提升4.9％。具体的，在1.5kg拉力下，力效提升2.7％；在1.1kg 拉力下，力效提升5％；在1.8kg拉力下拉力提升7％。此外通过实验和数值仿真，本公开的桨叶1相较于T-motor纯碳桨叶噪声降低了3分贝。本公开上述力效的测试采用数值仿真和风洞试验双重手段，保证实验结果的准确性。

根据本公开的一种实施方式，如图13所示，桨叶1可以至少为两个，至少两个桨叶1通过桨根16连接在一起，并相对于连接处的中心点位置中心对称。至少两个桨叶1可以一体成型，从而能够保证桨叶1的整体的结构强度，或者桨叶1也可以采用分体成型的设计，例如将每一片桨叶1分别安装到桨毂上，使得桨叶1的安装和更换较为方便，此时桨叶1的旋转中心即为桨毂所在的轴线。

本公开的第二个目的是提供一种旋翼飞行器，旋翼飞行器包括上述的旋翼飞行器的旋翼。该旋翼飞行器具有上述旋翼飞行器的旋翼的所有有益效果，本公开对此不再赘述。

以上结合附图详细描述了本公开的优选实施方式，但是，本公开并不限于上述实施方式中的具体细节，在本公开的技术构思范围内，可以对本公开的技术方案进行多种简单变型，这些简单变型均属于本公开的保护范围。

另外需要说明的是，在上述具体实施方式中所描述的各个具体技术特征，在不矛盾的情况下，可以通过任何合适的方式进行组合。为了避免不必要的重复，本公开对各种可能的组合方式不再另行说明。

此外，本公开的各种不同的实施方式之间也可以进行任意组合，只要其不违背本公开的思想，其同样应当视为本公开所公开的内容。

Claims

1.一种旋翼飞行器的桨叶，所述桨叶(1)的翼型由前缘(11)、尾缘(12)以及位于所述前缘(11)和尾缘(12)之间的上弧线(13)和下弧线(14)构成，所述桨叶(1)的翼型的最大厚度a与翼型的弦长c之比为a/c＝6.85％，所述最大厚度位于x/c＝30.5％处；所述桨叶(1)的翼型的最大弯度b与翼型的弦长c之比为b/c＝6.6％，所述最大弯度b位于x/c＝47.1％处；其中，x是沿着弦线(15)方向从所述前缘(11)到所述尾缘(12)的距离，所述a/c、b/c、x/c的值分别具有±3％的最大误差。

2.根据权利要求1所述的旋翼飞行器的桨叶，其特征在于，所述上弧线(13)由上弧线坐标数值对x/c，y_u/c所限定，所述下弧线(14)由下弧线坐标数值对x/c，y_l/c所限定，所述上弧线坐标数值对x/c，y_u/c和所述下弧线坐标数值对x/c，y_l/c根据以下所限定：

其中，y_u是所述上弧线(13)垂直于所述弦线(15)的距离，y_l是所述下弧线(14)垂直于所述弦线(15)的距离，所述上弧线坐标数值对x/c，y_u/c和所述下弧线坐标数值对x/c，y_l/c中的每个的最大误差等于±3％。

3.根据权利要求1所述的旋翼飞行器的桨叶，其特征在于，所述桨叶(1)包括桨根(16)、桨尖(17)以及上下相对设置的上翼面(18)和下翼面(19)，所述上翼面(18)和所述下翼面(19)的一侧连接形成所述前缘(11)，另一侧连接形成所述尾缘(12)，所述桨叶(1)的自半径35％处延伸至所述桨尖(17)的部分具有所述翼型。

4.根据权利要求3所述的旋翼飞行器的桨叶，其特征在于，所述上翼面(18)由通过多个坐标对限定的(kx，ky，kz)构成的上翼面特征线所限定，所述下翼面(19)由通过多个坐标对限定的(kx，ky，kz)构成的下翼面特征线所限定，所述上翼面特征线和所述下翼面特征线根据以下所限定：