CN220743382U - 无人机旋翼及无人机 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种无人机旋翼及无人机，其包括：桨毂；多个桨叶，所述桨叶连接于所述桨毂，并向远离所述桨毂的方向延伸；在第一状态下，各所述桨叶围绕所述桨毂的中心均匀分布；在第二状态下，各所述桨叶以所述浆毂的中心为共同端点相邻分布；沿着远离所述浆毂的中心的方向，所述桨叶的展向截面的弦长先增大后减小，其中，所述展向截面为所述桨叶沿展向的截面。本申请可以优化无人机的旋翼结构，提高无人机旋翼的力效，从而适应无人机的续航要求。

Description

无人机旋翼及无人机

技术领域

本申请涉及无人机技术领域，尤其涉及一种无人机旋翼及无人机。

背景技术

当今社会，各式各样的无人机等飞行器越来越普遍的应用到各个领域中，如摄影航拍、物流运输、反恐协助以及军事侦察等。旋翼是无人机中最重要的部件，而桨叶又是旋翼中的核心部件。旋翼旋转时，空气流过桨叶的上表面，流速加快，压力减小；空气流过桨叶下表面时，流速变慢，压力增大；从而使桨叶的上下表面就形成了压力差，桨叶产生一个向上的拉力。现有的旋翼设计力效较低，难以适应无人机的续航要求。

实用新型内容

本申请提供了一种无人机旋翼及无人机，以优化无人机的旋翼结构，提高无人机旋翼的力效，从而适应无人机的续航要求。

本申请第一方面提供了一种无人机旋翼，其包括：

桨毂；

多个桨叶，所述桨叶连接于所述桨毂，并向远离所述桨毂的方向延伸；在第一状态下，各所述桨叶围绕所述桨毂的中心均匀分布；在第二状态下，各所述桨叶以所述浆毂的中心为共同端点相邻分布；

沿着远离所述浆毂的中心的方向，所述桨叶的展向截面的弦长先增大后减小，其中，所述展向截面为所述桨叶沿展向的截面。

可选地，沿着远离所述桨毂的中心的方向，所述展向截面的扭转角先增大后减小，所述扭转角为所述展向截面的弦线与水平面的夹角；

所述扭转角最大的展向截面相对于所述弦长最大的展向截面更远离所述浆毂的中心。

可选地，当r/R为0.260～0.270时，所述弦长最大，和/或，当r/R为0.360～0.370时，所述扭转角最大，其中，r为所述展向截面与所述桨毂的中心之间的距离，R为所述桨叶的旋转半径。

可选地，所述桨叶的上表面设有凸起结构，所述凸起结构靠近所述桨叶的桨叶前缘，所述凸起结构的高度为0.0057c～0.0063c，其中，c为所述弦长。

可选地，所述凸起结构与所述桨叶前缘之间的距离为0.08c～0.12c。

可选地，所述凸起结构沿所述桨叶的宽度方向的长度为0.08c～0.12c。

可选地，所述凸起结构沿所述桨叶的长度方向的宽度为0.0475c～0.0525c。

可选地，所述凸起结构的数量为多个，各所述凸起结构沿所述桨叶的长度方向间隔分布，相邻所述凸起结构之间的间隙为0.03325c～0.03675c。

可选地，所述凸起结构包括相互连接的尖角部和平行部；

所述尖角部形成所述凸起结构靠近所述桨叶前缘的端部，所述尖角部的尖端指向所述桨叶前缘；

所述平行部连接于所述尖角部远离所述桨叶前缘的一侧，并向远离所述桨叶前缘的方向延伸。

本申请第二方面提供了一种无人机，其包括本申请提供的任意一种无人机旋翼。

本申请提供的技术方案可以达到以下有益效果：

本申请提供的无人机旋翼包括桨毂和多个桨叶；桨叶连接于桨毂，并向远离桨毂的方向延伸；在第一状态下，各桨叶围绕桨毂的中心均匀分布，从而使无人机旋翼能够提供均匀稳定的升力；在第二状态下，各桨叶以浆毂的中心为共同端点相邻分布，从而减小无人机旋翼占用的空间，方便收纳；沿着远离桨毂的中心的方向，桨叶的展向截面的弦长先增大后减小，一方面可以实现桨叶截面均工作在最高效率位置处，提高旋翼的升力，另一方面可以避免桨根部位弦长过大导致结构重量增加，降低旋翼自身的重量，从而能够提高旋翼的力效，适应无人机的续航要求。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性的，并不能限制本申请。

附图说明

图1为本申请实施例提供的无人机旋翼第一状态的结构示意图；

图2为本申请实施例提供的无人机旋翼第二状态的结构示意图；

图3为本申请实施例提供的桨叶的立体结构示意图；

图4为图3所示桨叶沿展向的结构示意图；

图5为图3所示桨叶的展向截面示意图；

图6为图3所示扭转角的示意图；

图7为本申请实施例提供的桨叶的一种弦长分布图；

图8为本申请实施例提供的桨叶的一种扭转分布图；

图9为本申请实施例提供的桨叶的局部放大图；

图10为本申请实施例提供的凸起结构的立体示意图。

附图标记：

1-桨毂；

11-旋转中心；

2-桨叶；

21-展向截面；

22-桨叶前缘；

23-桨叶后缘；

3-凸起结构；

31-尖角部；

32-平行部；

33-凹槽。

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本申请的实施例，并与说明书一起用于解释本申请的原理。

具体实施方式

为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。

在本申请的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“第一”、“第二”仅用于描述的目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性；除非另有规定或说明，术语“多个”是指两个或两个以上；术语“连接”、“固定”等均应做广义理解，例如，“连接”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接，或电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

本说明书的描述中，需要理解的是，本申请实施例所描述的“上”、“下”等方位词是以附图所示的角度来进行描述的，不应理解为对本申请实施例的限定。此外，在上下文中，还需要理解的是，当提到一个元件连接在另一个元件“上”或者“下”时，其不仅能够直接连接在另一个元件“上”或者“下”，也可以通过中间元件间接连接在另一个元件“上”或者“下”。

如图1-图6所示，本申请实施例提供了一种无人机旋翼，其包括桨毂1和多个(包括两个或两个以上)桨叶2。桨毂1的中心形成桨叶2的旋转中心11；桨叶2连接于桨毂1，并向远离桨毂1的方向延伸。桨叶2转动连接于浆毂1，并且桨叶2与浆毂1之间设有锁定装置；当锁定装置松开时，桨叶2与浆毂1能够相对转动，从而改变无人机旋翼的状态；当锁定装置锁紧时，桨叶2与浆毂1相对固定，以确保无人机旋翼的状态保持不变。具体来说，无人机旋翼具有第一状态和第二状态；在第一状态下，各桨叶2围绕桨毂1的中心均匀分布，并且各桨叶2与浆毂1相对固定，从而使无人机旋翼能够提供均匀稳定的升力；在第二状态下，各桨叶以浆毂的中心为共同端点相邻分布，并且各桨叶2与浆毂1相对固定，从而减小无人机旋翼占用的空间，方便收纳。

进一步地，桨叶2沿展向的截面为展向截面21，展向截面21的弦长为c，展向截面21与旋转中心11之间的距离为r；沿着远离旋转中心11的方向(即r增大的方向)，展向截面21的弦长c先增大后减小。采用该形式的弦长分布设计，一方面可以实现桨叶2截面均工作在最高效率位置处，提高旋翼的升力；另一方面可以避免桨根部位弦长过大导致结构重量增加，降低旋翼自身的重量；从而能够提高旋翼的力效，适应无人机的续航要求。

具体地，桨叶2围绕旋转中心11做圆周运动，由于半径关系，所以单片桨叶2上各处产生的升力并不相同；桨叶2越远离旋转中心11的位置处线速度越大，升力越大；越靠近旋转中心11的位置的线速度越小，升力越小；通过对弦长c进行优化设计，可以使桨叶2截面均工作在最高效率位置，从而最大限度地发挥桨叶2的升力作用，提高旋翼的力效。其中，沿着远离旋转中心11的方向，展向截面21的弦长c采用非均匀变化的设计结构，通过对弦长c的分布进行优化设计，从而尽可能增大旋翼的力效。

进一步地，当r/R为0.260～0.270时，优选r/R为0.265时，展向截面21的弦长c最大。此时，展向截面21工作效率最高，升力达到最大。

进一步地，沿着迎风侧指向背风侧的方向，展向截面21的厚度先增大后减小。展向截面21的最大厚度为t1，t1/c为5％～8％，优选t1/c为6％，在该范围内，既能够满足桨叶2的结构强度要求，又能够合理控制桨叶2的重量。当t1/c小于5％时，桨叶2的厚度过薄，导致桨叶2容易产生变形或断裂等损坏；当t1/c大于8％时，桨叶2的厚度过大，导致桨叶2的重量急剧增加，影响旋翼的力效。

进一步地，最大厚度位置距离迎风侧的距离为x1，x1/c为35％～40％，优选x1/c为38％，以使桨叶2具有较好的失速特性。当x1/c小于35％或大于40％时，流过桨叶2的空气层容易与桨叶2的表面相分离，从而出现失速，导致桨叶2的气动性能变差。

进一步地，沿着迎风侧指向背风侧的方向，展向截面21的最大弯度为c1，c1/c为4％～7％，优选c1/c为5.5％，以保证桨叶2在设计工况下具有较高的力效。当c1/c小于4％时，桨叶2过于平缓，导致桨叶2的上下表面之间的压力差比较小，从而导致升力较小，力效变差；当c1/c大于7％时，桨叶2过于弯曲，使得桨叶2极容易产生失速，导致桨叶2的气动性能变差。

进一步地，最大弯度位置距离迎风侧的距离为x2，x2/c为45％～55％，优选x2/c为50％，以使桨叶2具有较好的升阻比和失速特性；当x2/c小于45％时，最大弯度位置过于靠近迎风侧，导致桨叶2容易出现失速；当x2/c大于55％时，最大弯度位置过于远离迎风侧，导致升阻比降低。

进一步地，展向截面21的弦线与水平面的夹角为扭转角β；沿着远离旋转中心11的方向，展向截面21的扭转角β先增大后减小；采用该结构，能够对桨叶2的扭转角分布进行优化，以避免桨叶2两侧的升力不均匀，提高无人机飞行时的平稳性。

具体来说，桨叶2迎风的一侧边缘为桨叶前缘22，桨叶2背风的一侧边缘为桨叶后缘23；当桨叶2旋转时，桨叶前缘22气流速度较高，其产生的升力也较大；桨叶后缘23气流速度较低，其产生的升力也较小；通过采用对扭转角β进行优化设计，可以使桨叶2两侧的升力趋于均匀，提高无人机飞行时的平稳性。其中，沿着远离旋转中心11的方向，展向截面21的扭转角β采用非均匀变化的设计结构，通过对扭转角β的分布进行优化设计，从而尽可能提高无人机飞行时的平稳性。

进一步地，弦长c最大的展向截面21为第一截面，扭转角β最大的展向截面21为第二截面，第二截面相对于第一截面更远离旋转中心11，既能够充分发挥桨叶2的升力作用，又能够提高无人机飞行时的平稳性。

进一步地，展向截面21与旋转中心11之间的距离为r，当r/R为0.360～0.370时，优选r/R为0.365时，展向截面21的扭转角β最大。在r/R为0.360～0.37的范围内，展向截面21两侧的升力差值最大，采用较大的扭转角β可以使两侧的升力尽可能趋于均匀。

具体地，本申请实施例提供的弦长分布和扭转角分布可以参考表1，根据表1的数据绘制弦长分布图可以参考图7，绘制扭转角分布图可以参考图8。

表1

r/R	c/R	β(°)
			0.133	0.144	10.7
0.151	0.158	11.8
			0.183	0.176	13.6
0.222	0.192	15.3
			0.265	0.199	16.7
0.309	0.197	17.6
			0.355	0.187	17.9
0.400	0.174	17.7
			0.446	0.161	17.0
0.490	0.151	16.1
			0.534	0.143	15.2
0.576	0.135	14.2
			0.617	0.129	13.4
0.656	0.122	12.7
			0.694	0.116	12.1
0.730	0.111	11.6
			0.765	0.105	11.1
0.797	0.099	10.6
			0.827	0.093	10.1
0.855	0.087	9.6
			0.881	0.081	9.0
0.904	0.075	8.4
			0.925	0.069	7.9
0.943	0.063	7.4
			0.959	0.057	6.9
0.973	0.052	6.5
			0.983	0.048	6.1
0.991	0.045	5.9
			0.997	0.043	5.7
0.999	0.041	5.6

如图4、图9和图10所示，本申请实施例提供的桨叶2的上表面设有凸起结构3，凸起结构3可以与桨叶2一体成型，也可以通过焊接或粘接等方式连接于桨叶2的表面。凸起结构3靠近桨叶前缘22，凸起结构3的高度h1为0.0057c～0.0063c，优选凸起结构3的高度h1为0.006c，在该范围内凸起结构3的高度与边界层位移厚度相当，可以有效实现桨叶2的转捩，从而将桨叶2表面的层流转化为湍流，使气流能够更好地附着于桨叶2的表面，降低气动噪声，实现降噪的效果。当凸起结构3的高度h1小于0.0057c时，凸起结构3的高度过小，从而失去转捩效果；当凸起结构3的高度h1大于0.0063c时，凸起结构3容易产生较大的额外阻力，影响桨叶2的力效。

进一步地，凸起结构3与桨叶前缘22之间的距离d为0.08c～0.12c，优选凸起结构3与桨叶前缘22之间的距离d为0.1c，在该范围内，凸起结构3能够与边界层带的位置相适应，从而使凸起结构3能够发挥更好地转捩作用；当凸起结构3与桨叶前缘22之间的距离d小于0.08c时，凸起结构3过于靠近桨叶2的前缘，导致凸起结构3的前端伸出边界层带以外，从而失去转捩效果；当凸起结构3与桨叶前缘22之间的距离d大于0.012c时，凸起结构3过于远离桨叶2的前缘，导致凸起结构3的后端伸出边界层带以外，从而失去转捩效果。

进一步地，凸起结构3沿桨叶2的宽度方向的尺寸为凸起长度，凸起长度l为0.08c～0.12c，优选凸起长度为0.01c，在该范围内，凸起结构3能够与边界层带的宽度相适应，从而使凸起结构3能够发挥更好的转捩作用；当凸起长度l小于0.08c时，凸起结构3仅能够覆盖边界层带的一部分，凸起结构3仅能够在边界层带的一部分完成转捩，导致噪声仍然比较大；当凸起长度l大于0.12c时，凸起结构3超出边界层带以外，导致凸起结构3产生较大的额外阻力，影响桨叶2的力效。

进一步地，凸起结构3沿桨叶2的长度方向的尺寸为凸起宽度，凸起宽度h2为0.0475c～0.0525c，优选凸起宽度h2为0.05c，在该范围内，凸起结构3能够发挥更好的转捩作用。当凸起结构3h2的宽度小于0.0475c，或者凸起结构3h2的宽度大于0.0525c时，转捩效果都会变差，降噪效果变差。

进一步地，起结构的数量为多个，各凸起结构3沿桨叶2的长度方向间隔分布，相邻凸起结构3之间的间隙h3为0.03325c～0.03675c，优选相邻凸起结构3之间的间隙h3为0.035c，在该范围内，既能够形成较好的转捩效果。当相邻凸起结构3之间的间隙h3小于0.03325c时，凸起结构3分布过于密集而产生较大的阻力，转捩效果变差；当相邻凸起结构3之间的间隙h3大于0.03675c时，凸起结构3分布过于疏松，导致边界层带难以充分转捩。

进一步地，凸起结构3包括相互连接的尖角部31和平行部32；尖角部31形成凸起结构3靠近桨叶前缘22的端部，尖角部31的尖端指向桨叶前缘22，通过尖角部31对边界层流进行有效分流，减小阻力，提高升阻比；平行部32连接于尖角部31远离桨叶前缘22的一侧，并向远离桨叶前缘22的方向延伸，通过平行部32对气流进行引导，从而在边界层带形成有效转捩。

进一步地，尖角部31设置成等腰三角形结构，从而使尖角部31的两侧形成均匀的分流；尖角部31的顶角θ为55°～65°，优选尖角部31的顶角θ为60°，在该范围内，既能够对边界层流进行充分有效的分流，又能够保持较高的升阻比。当尖角部31的顶角θ小于55°时，尖角部31的分流效果变差，转捩不充分；当尖角部31的顶角θ大于65°时，尖角部31的阻力明显增大，导致升阻比过小。

进一步地，平行部32远离尖角部31的一侧可以设置凹槽33，在不影响转捩效果的情况下，减小凸起结构3的尺寸，从而控制桨叶2的整体重量。

另外，本申请实施例还提供了一种无人机，其包括本申请实施例提供的任意一种无人机旋翼。

以上所述仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种无人机旋翼，其特征在于，包括：

桨毂(1)；

多个桨叶(2)，所述桨叶(2)连接于所述桨毂(1)，并向远离所述桨毂(1)的方向延伸；在第一状态下，各所述桨叶(2)围绕所述桨毂(1)的中心均匀分布；在第二状态下，各所述桨叶(2)以所述桨毂(1)的中心为共同端点相邻分布；

沿着远离所述桨毂(1)的中心的方向，所述桨叶(2)的展向截面(21)的弦长先增大后减小，其中，所述展向截面(21)为所述桨叶(2)沿展向的截面；

沿着远离所述桨毂(1)的中心的方向，所述展向截面(21)的扭转角先增大后减小，所述扭转角为所述展向截面(21)的弦线与水平面的夹角；

所述扭转角最大的展向截面(21)相对于所述弦长最大的展向截面(21)更远离所述桨毂(1)的中心。

2.根据权利要求1所述的无人机旋翼，其特征在于，当r/R为0.260～0.270时，所述弦长最大，和/或，当r/R为0.360～0.370时，所述扭转角最大，其中，r为所述展向截面(21)与所述桨毂(1)的中心之间的距离，R为所述桨叶(2)的旋转半径。

3.根据权利要求1或2所述的无人机旋翼，其特征在于，所述桨叶(2)的上表面设有凸起结构(3)，所述凸起结构(3)靠近所述桨叶(2)的桨叶前缘(22)，所述凸起结构(3)的高度为0.0057c～0.0063c，其中，c为所述弦长。

4.根据权利要求3所述的无人机旋翼，其特征在于，所述凸起结构(3)与所述桨叶前缘(22)之间的距离为0.08c～0.12c。

5.根据权利要求3所述的无人机旋翼，其特征在于，所述凸起结构(3)沿所述桨叶(2)的宽度方向的长度为0.08c～0.12c。

6.根据权利要求3所述的无人机旋翼，其特征在于，所述凸起结构(3)沿所述桨叶(2)的长度方向的宽度为0.0475c～0.0525c。

7.根据权利要求3所述的无人机旋翼，其特征在于，所述凸起结构(3)的数量为多个，各所述凸起结构(3)沿所述桨叶(2)的长度方向间隔分布，相邻所述凸起结构(3)之间的间隙为0.03325c～0.03675c。

8.根据权利要求3所述的无人机旋翼，其特征在于，所述凸起结构(3)包括相互连接的尖角部(31)和平行部(32)；

所述尖角部(31)形成所述凸起结构(3)靠近所述桨叶前缘(22)的端部，所述尖角部(31)的尖端指向所述桨叶前缘(22)；

所述平行部(32)连接于所述尖角部(31)远离所述桨叶前缘(22)的一侧，并向远离所述桨叶前缘(22)的方向延伸。

9.一种无人机，其特征在于，包括权利要求1-8任一项所述的无人机旋翼。