WO2018045575A1 - 一种螺旋桨组件、动力系统及飞行器 - Google Patents

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王佳迪
张永生
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陈星元
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
    • B64C27/10—Helicopters with two or more rotors arranged coaxially
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/32—Rotors
    • B64C27/46—Blades
    • B64C27/467—Aerodynamic features

Definitions

  • Embodiments of the present invention relate to the field of power, and more particularly to a propeller assembly, a power system, and an aircraft.
  • a propeller is a device that relies on a blade to rotate in a transmission medium such as air or water to convert the engine's rotational power into thrust or tension. It is widely used in the power system of aircraft, submarines and other devices. Taking a multi-rotor aircraft as an example, in order to obtain greater lift with the same projection size, a coaxial twin-blade propeller design is generally used, that is, two layers of propellers are arranged at upper and lower intervals along the same axial direction.
  • the airflow generated by the upper blade during the rotation will enter the lower blade, resulting in the flow velocity of the lower blade being much higher than the flow velocity of the upper blade.
  • the upper blade and the lower blade generally adopt the same angle of attack design, and the above airflow velocity difference may cause the upper blade and the lower blade to fail to achieve the expected working effect.
  • the paddle efficiency of the lower blade is greatly lost due to the difference in the air flow rate described above.
  • Embodiments of the present invention provide a propeller assembly, a power system, and an aircraft to solve the effect on the working effect of the propeller due to the difference in airflow velocity between the blades of different layers.
  • a technical solution adopted by the embodiment of the present invention is to provide a propeller assembly including a first propeller and a second propeller disposed at intervals, the first propeller including the first hub and the first hub At least one first blade, the second propeller includes a second hub and at least one second blade connecting the second hub, during the rotation of the propeller assembly, the accelerated airflow generated by the first propeller rotation process is from the first The propeller points and acts on the second propeller, and the radial angle of attack of the second blade is different from the radial angle of attack of the first blade.
  • the radial angle of attack adopted by the second blade makes the paddle efficiency of the second propeller more efficient than that of the second blade when the second blade adopts the radial angle of attack of the first blade .
  • the paddle efficiency of the second propeller depends on the magnitude of the pulling force generated when the second propeller rotates at a specific rotational speed.
  • the rotating shaft of the first propeller is coaxially arranged with the rotating shaft of the second propeller, and the first screw is At least a portion of the accelerated airflow generated by the spinner rotation process enters the second propeller from the first propeller.
  • the angle of attack of the second blade is greater than the angle of attack of the first blade.
  • the radius is first At a position of 25.9% of the distance between the outer end of the blade and the second blade and the common shaft, the difference between the angle of attack of the second blade and the angle of attack of the first blade is 10.4 ⁇ 0.5 degrees.
  • the radius is first At a position of 44.4% of the distance between the outer end of the blade and the second blade and the common shaft, the difference between the angle of attack of the second blade and the angle of attack of the first blade is 13.9 ⁇ 0.5 degrees.
  • the radius is first At a position of 63.0% of the distance between the outer end of the blade and the second blade and the common shaft, the difference between the angle of attack of the second blade and the angle of attack of the first blade is 8.4 ⁇ 0.5 degrees.
  • the radius is first At a position of 81.5% of the distance between the outer end of the blade and the second blade and the common shaft, the difference between the angle of attack of the second blade and the angle of attack of the first blade is 5.2 ⁇ 0.5 degrees.
  • the radius is first At a position 100% of the distance between the outer end of the blade and the second blade and the common shaft, the difference between the angle of attack of the second blade and the angle of attack of the first blade is 6 ⁇ 0.5 degrees.
  • one technical solution adopted by the embodiment of the present invention is to provide a power system including a propeller assembly and a motor assembly for driving the propeller assembly, the propeller assembly including the first propeller and the interval a second propeller, the first propeller includes at least one first blade, and the second propeller includes at least one second blade.
  • the accelerated airflow generated by the first propeller rotation process is directed from the first propeller and acts In the second propeller, the radial angle of attack of the second blade is different from the radial angle of attack of the first blade.
  • the radial angle of attack adopted by the second blade makes the paddle efficiency of the second propeller more efficient than that of the second blade when the second blade adopts the radial angle of attack of the first blade .
  • the paddle efficiency of the second propeller depends on the magnitude of the pulling force generated when the second propeller rotates at a specific rotational speed.
  • the rotating shaft of the first propeller is disposed coaxially with the rotating shaft of the second propeller, and at least a portion of the accelerating airflow generated by the first propeller rotating process enters the second propeller from the first propeller.
  • the angle of attack of the second blade is greater than the angle of attack of the first blade.
  • the radius is first At a position of 25.9% of the distance between the outer end of the blade and the second blade and the common shaft, the difference between the angle of attack of the second blade and the angle of attack of the first blade is 10.4 ⁇ 0.5 degrees.
  • the radius is first At a position of 44.4% of the distance between the outer end of the blade and the second blade and the common shaft, the difference between the angle of attack of the second blade and the angle of attack of the first blade is 13.9 ⁇ 0.5 degrees.
  • the radius is first At a position of 63.0% of the distance between the outer end of the blade and the second blade and the common shaft, the difference between the angle of attack of the second blade and the angle of attack of the first blade is 8.4 ⁇ 0.5 degrees.
  • the radius is first At a position of 81.5% of the distance between the outer end of the blade and the second blade and the common shaft, the difference between the angle of attack of the second blade and the angle of attack of the first blade is 5.2 ⁇ 0.5 degrees.
  • the radius is first At a position 100% of the distance between the outer end of the blade and the second blade and the common shaft, the difference between the angle of attack of the second blade and the angle of attack of the first blade is 6 ⁇ 0.5 degrees.
  • the motor assembly includes a first motor for driving the first propeller and a second motor for driving the second propeller.
  • one technical solution adopted by the embodiment of the present invention is to provide an aircraft including a power system and an arm supporting the power system, the power system including a propeller assembly and a motor assembly for driving the propeller assembly.
  • the propeller assembly includes a first snail spaced apart a propeller and a second propeller, the first propeller including at least one first blade, and the second propeller including at least one second blade, the acceleration airflow generated by the first propeller rotation process from the first during the rotation of the propeller assembly
  • the propeller points and acts on the second propeller, and the radial angle of attack of the second blade is different from the radial angle of attack of the first blade.
  • the radial angle of attack adopted by the second blade makes the paddle efficiency of the second propeller more efficient than that of the second blade when the second blade adopts the radial angle of attack of the first blade .
  • the paddle efficiency of the second propeller depends on the magnitude of the pulling force generated when the second propeller rotates at a specific rotational speed.
  • the rotating shaft of the first propeller is disposed coaxially with the rotating shaft of the second propeller, and at least a portion of the accelerating airflow generated by the first propeller rotating process enters the second propeller from the first propeller.
  • the angle of attack of the second blade is greater than the angle of attack of the first blade.
  • the radius is first At a position of 25.9% of the distance between the outer end of the blade and the second blade and the common shaft, the difference between the angle of attack of the second blade and the angle of attack of the first blade is 10.4 ⁇ 0.5 degrees.
  • the radius is first At a position of 44.4% of the distance between the outer end of the blade and the second blade and the common shaft, the difference between the angle of attack of the second blade and the angle of attack of the first blade is 13.9 ⁇ 0.5 degrees.
  • the radius is first At a position of 63.0% of the distance between the outer end of the blade and the second blade and the common shaft, the difference between the angle of attack of the second blade and the angle of attack of the first blade is 8.4 ⁇ 0.5 degrees.
  • the radius is first At a position of 81.5% of the distance between the outer end of the blade and the second blade and the common shaft, the difference between the angle of attack of the second blade and the angle of attack of the first blade is 5.2 ⁇ 0.5 degrees.
  • the radius is first At an angle of 100% of the distance between the outer end of the blade and the second blade and the common shaft, the angle of attack of the second blade and the angle of attack of the first blade The difference between the two is 6 ⁇ 0.5 degrees.
  • the motor assembly includes a first motor for driving the first propeller and a second motor for driving the second propeller.
  • the beneficial effects of the embodiments of the present invention are: in the propeller assembly, the power system and the aircraft provided by the embodiments of the present invention, the radial angle of attack of the different layers of blades is set to be different from each other, and the different layers of blades can be effectively avoided.
  • FIG. 1 is a partial perspective view of an aircraft using a propeller assembly in accordance with an embodiment of the present invention
  • Figure 2 is a side elevational view of the propeller assembly of Figure 1;
  • FIG. 3 is a schematic diagram showing a radial angle of attack example of a two-layer blade of a propeller assembly in accordance with an embodiment of the present invention
  • FIG. 4 is a top plan view of a two-layer paddle in accordance with another embodiment of the present invention.
  • Figure 5 is a schematic cross-sectional view of the two-layer paddle of the propeller assembly taken along line A-A of Figure 4;
  • Figure 6 is a schematic cross-sectional view of the two-layer paddle of the propeller assembly taken along line B-B of Figure 4;
  • Figure 7 is a schematic cross-sectional view of the two-layer paddle of the propeller assembly taken along line C-C of Figure 4;
  • Figure 8 is a schematic cross-sectional view of the two-layer paddle of the propeller assembly taken along line D-D of Figure 4;
  • Figure 9 is a schematic cross-sectional view of two layers of blades of the propeller assembly taken along line E-E of Figure 4;
  • FIG. 1 is a partial perspective view of an aircraft using a propeller assembly in accordance with an embodiment of the present invention.
  • the aircraft of the present embodiment includes an arm 11, a motor assembly 12 supported on the arm 11, and a propeller assembly 13 driven by the motor assembly 12.
  • the propeller assembly 13 includes a first propeller 131 and a second propeller 132 that are spaced apart.
  • the first propeller 131 includes a first hub 1311 and at least one first blade 1312 coupled to the first hub 1311.
  • the second propeller 132 includes a second hub 1321 and at least a second connected to the second hub 1321. Blade 1322.
  • the number of the first paddle 1312 and the second paddle 1322 is two.
  • the number of the two can be rooted. Arbitrarily set according to actual needs.
  • the rotation axes of the first propeller 131 and the second propeller 132 are coaxially disposed, and the motor assembly 12 includes two motors 121, 122 that drive the first propeller 131 and the second propeller 132, respectively.
  • the axes of rotation of the first propeller 131 and the second propeller 132 may be arranged in parallel, or the first propeller 131 and the second propeller 132 may also be driven by the same motor.
  • the propeller assembly 13 and the motor assembly 12 constitute the power system of the aircraft and provide the aircraft with the power required to fly through the rotation of the first propeller 131 and the second propeller 132.
  • FIG. 2 is a side view of the propeller assembly shown in FIG. 1.
  • the accelerated airflow generated by the rotation of the first propeller 131 is directed from the first propeller 131 and acts on the second propeller 132.
  • at least a portion of the accelerated airflow generated by the rotation of the first propeller 131 enters the second propeller 132 from the first propeller 131 in the direction indicated by the arrow, resulting in the first propeller 131 and the second propeller 132.
  • the airflow at the location has a certain flow rate difference.
  • the radial angle of attack of the second blade 1322 of the second propeller 132 is designed to be different first.
  • the radial angle of attack line refers to the curve of the angle of attack of the blade along the radial direction of the propeller.
  • FIG. 3 is a schematic diagram of a radial angle of attack example for a two-layer blade of a propeller assembly in accordance with an embodiment of the present invention.
  • the paddle efficiency of the second propeller 132 is lowered.
  • the paddle efficiency of the second propeller 132 depends on the amount of tension generated by the second propeller 132 at a particular rotational speed. In short, the greater the pulling force produced at a particular speed, the higher the efficiency of the paddle.
  • the first blade 1312 of the first propeller 131 selects the radial angle of attack line shown by the curve 10
  • the second blade 1322 of the second propeller 132 selects the radial direction shown by the curve 20.
  • Angle of attack line type In the two radial angle of attack types shown in FIG. 3, the angle of attack of the second blade 1322 at the same radial position of the common axis (origin) of the distance between the first propeller 131 and the second propeller 132 An angle of attack greater than the first blade 1312.
  • the second propeller 1322 can adopt the radial angle of attack type shown by the curve 20, and the second propeller 132 has the paddle efficiency higher than that of the second blade 1322.
  • the pitch of the second helical propeller 132 of the radial angle of attack shown by curve 10 is more efficient (eg, generated) The pulling force is greater), thereby overcoming the effect of the above-described airflow velocity difference on the paddle efficiency in the case where the first blade 1312 and the second blade 1322 are of the same radial angle of attack.
  • the above embodiment only illustrates the specific example of the first blade 1312 and the second blade 1322 by taking the paddle efficiency as an example.
  • the radial angle of attack of the 1312 and the second blade 1322 are set to be different from each other to achieve the desired working effect.
  • the above embodiment has been described by taking only two-layer paddles as an example, the embodiments of the present invention are applicable to other multi-layer paddle designs such as three-layer paddles and four-layer paddles.
  • FIG. 4 is a top plan view of a two-layer paddle according to another embodiment of the present invention, and FIGS. 5-9 are first taken at different radial positions of the first paddle 1312 and the second paddle 1322 shown in FIG.
  • a schematic cross-sectional view of the paddle 1312 and the second paddle 1322 compares the difference between the angle of attack of the first paddle 1312 and the second paddle 1322.
  • the first paddle 1312 and the second paddle 1322 are equally long and the outer ends of the first paddle 1312 and the second paddle 1322 are equidistant from the common axis, The specific distance is shown as L in FIG.
  • any of the first paddle 1312 and the second paddle 1322 can also be scaled in a practical application such that the actual length of the first paddle 1312 and the second paddle 1322 Inconsistent.
  • first paddle 1312 and the second paddle 1322 are equally scaled to be equal to each other, and the outer ends of the two are equidistant from the common axis, the first paddle 1312 and the second paddle 1322 The angle of attack between the two still meets the following range of numbers.
  • the angle of attack a22 of the second blade 1322 is 26.9 degrees
  • the angle of attack a21 of the first blade 1312 is 13.0 degrees
  • the difference is preferably 13.9 ⁇ 0.5 degrees.
  • the angle of attack a42 of the second blade 1322 is 14.0 degrees
  • the angle of attack a41 of the first blade 1312 is 8.8 degrees
  • the difference between the two is 5.2, and further consideration is made for manufacturing and equipment tolerances.
  • the difference between the two is preferably 5.2 ⁇ 0.5 degrees.
  • the angle of attack a52 of the second blade 1322 is 13.0 degrees
  • the angle of attack a51 of the first blade 1312 is 7.0 degrees
  • the difference between the two is 6 degrees, and further consideration is made between manufacturing and equipment tolerances.
  • the difference is preferably 6 ⁇ 0.5 degrees.
  • the radial angle of attack of different layer blades is set to be different from each other, and different layers can be effectively avoided.
  • the specific angle of attack design effectively avoids the influence of the difference in airflow velocity on the propeller.

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Abstract

一种螺旋桨组件、动力系统以及飞行器，螺旋桨组件（13）包括间隔设置的第一螺旋桨（131）和第二螺旋桨（132），第一螺旋桨（131）包括第一桨毂（1311）以及连接第一桨毂（1311）的至少一第一桨叶（1312），第二螺旋桨（132）包括第二桨毂（1321）以及连接第二桨毂（1321）的至少一第二桨叶（1322），在螺旋桨组件（13）的转动过程中，经第一螺旋桨（131）旋转过程产生的加速气流从第一螺旋桨（131）指向并作用于第二螺旋桨（132），第二桨叶（1322）的径向攻角线型不同于第一桨叶（1312）的径向攻角线型。通过上述方式，不同层桨叶的径向攻角线型设置成彼此不同，可有效避免不同层桨叶之间的气流流速差对螺旋桨的工作效果的影响。

Description

一种螺旋桨组件、动力系统及飞行器 【技术领域】
本发明实施例涉及动力领域，特别是涉及一种螺旋桨组件、动力系统及飞行器。
【背景技术】
螺旋桨是一种依靠桨叶在空气或水等传动介质中旋转，将发动机转动功率转化为推力或拉力的装置，其广泛应用于飞行器、潜艇等装置的动力系统。以多旋翼飞行器为例，为了在相同投影尺寸的情况下获得更大的升力，普遍采用共轴双桨式螺旋桨设计，即沿同一轴向上下间隔设置两层螺旋桨。
然而，使用共轴双桨时，上层桨叶在旋转过程中产生的气流会进入下层桨叶，导致下层桨叶的气流流速远高于上层桨叶的气流流速。在现有共轴双桨式螺旋桨设计中，上层桨叶和下层桨叶一般都是采用相同的攻角设计，上述气流流速差会导致上层桨叶和下层桨叶无法达到预期的工作效果。例如，由于上述气流流速差会导致下层桨叶的桨效率受到极大损失。
【发明内容】
本发明实施例提供一种螺旋桨组件、动力系统及飞行器，以解决因不同层桨叶之间的气流流速差而对螺旋桨的工作效果的影响。
为解决上述技术问题，本发明实施例采用的一个技术方案是：提供一种螺旋桨组件，包括间隔设置的第一螺旋桨和第二螺旋桨，第一螺旋桨包括第一桨毂以及连接第一桨毂的至少一第一桨叶，第二螺旋桨包括第二桨毂以及连接第二桨毂的至少一第二桨叶，在螺旋桨组件的转动过程中，经第一螺旋桨旋转过程产生的加速气流从第一螺旋桨指向并作用于第二螺旋桨，第二桨叶的径向攻角线型不同于第一桨叶的径向攻角线型。
其中，第二桨叶所采用的径向攻角线型使得第二螺旋桨的桨效率相较于第二桨叶采用第一桨叶的径向攻角线型时第二螺旋桨的桨效率更大。
其中，第二螺旋桨的桨效率取决于第二螺旋桨在特定转速下旋转时产生的拉力的大小。
其中，第一螺旋桨的旋转轴与第二螺旋桨的旋转轴共轴设置，且经第一螺 旋桨旋转过程产生的加速气流的至少部分从第一螺旋桨进入第二螺旋桨。
其中，在第一螺旋桨和第二螺旋桨的距离二者的公共轴的相同半径位置处，第二桨叶的攻角大于第一桨叶的攻角。
其中，在第一桨叶和第二桨叶等长或等比例缩放成等长且第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴等距设置的情况下，在半径为第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴之间间距的25.9％的位置处，第二桨叶的攻角与第一桨叶的攻角之间的差值为10.4±0.5度。
其中，在第一桨叶和第二桨叶等长或等比例缩放成等长且第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴等距设置的情况下，在半径为第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴之间间距的44.4％的位置处，第二桨叶的攻角与第一桨叶的攻角之间的差值为13.9±0.5度。
其中，在第一桨叶和第二桨叶等长或等比例缩放成等长且第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴等距设置的情况下，在半径为第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴之间间距的63.0％的位置处，第二桨叶的攻角与第一桨叶的攻角之间的差值为8.4±0.5度。
其中，在第一桨叶和第二桨叶等长或等比例缩放成等长且第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴等距设置的情况下，在半径为第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴之间间距的81.5％的位置处，第二桨叶的攻角与第一桨叶的攻角之间的差值为5.2±0.5度。
其中，在第一桨叶和第二桨叶等长或等比例缩放成等长且第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴等距设置的情况下，在半径为第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴之间间距的100％的位置处，第二桨叶的攻角与第一桨叶的攻角之间的差值为6±0.5度。
为解决上述技术问题，本发明实施例采用的一个技术方案是：提供一种动力系统，该动力系统包括螺旋桨组件以及用于驱动螺旋桨组件的电机组件，螺旋桨组件包括间隔设置的第一螺旋桨和第二螺旋桨，第一螺旋桨包括至少一第一桨叶，第二螺旋桨包括至少一第二桨叶，在螺旋桨组件的转动过程中，经第一螺旋桨旋转过程产生的加速气流从第一螺旋桨指向并作用于第二螺旋桨，第二桨叶的径向攻角线型不同于第一桨叶的径向攻角线型。
其中，第二桨叶所采用的径向攻角线型使得第二螺旋桨的桨效率相较于第二桨叶采用第一桨叶的径向攻角线型时第二螺旋桨的桨效率更大。
其中，第二螺旋桨的桨效率取决于第二螺旋桨在特定转速下旋转时产生的拉力的大小。
其中，第一螺旋桨的旋转轴与第二螺旋桨的旋转轴共轴设置，且经第一螺旋桨旋转过程产生的加速气流的至少部分从第一螺旋桨进入第二螺旋桨。
其中，在第一螺旋桨和第二螺旋桨的距离二者的公共轴的相同半径位置处，第二桨叶的攻角大于第一桨叶的攻角。
其中，在第一桨叶和第二桨叶等长或等比例缩放成等长且第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴等距设置的情况下，在半径为第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴之间间距的25.9％的位置处，第二桨叶的攻角与第一桨叶的攻角之间的差值为10.4±0.5度。
其中，在第一桨叶和第二桨叶等长或等比例缩放成等长且第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴等距设置的情况下，在半径为第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴之间间距的44.4％的位置处，第二桨叶的攻角与第一桨叶的攻角之间的差值为13.9±0.5度。
其中，在第一桨叶和第二桨叶等长或等比例缩放成等长且第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴等距设置的情况下，在半径为第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴之间间距的63.0％的位置处，第二桨叶的攻角与第一桨叶的攻角之间的差值为8.4±0.5度。
其中，在第一桨叶和第二桨叶等长或等比例缩放成等长且第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴等距设置的情况下，在半径为第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴之间间距的81.5％的位置处，第二桨叶的攻角与第一桨叶的攻角之间的差值为5.2±0.5度。
其中，在第一桨叶和第二桨叶等长或等比例缩放成等长且第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴等距设置的情况下，在半径为第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴之间间距的100％的位置处，第二桨叶的攻角与第一桨叶的攻角之间的差值为6±0.5度。
其中，电机组件包括用于驱动第一螺旋桨的第一电机以及用于驱动第二螺旋桨的第二电机。
为解决上述技术问题，本发明实施例采用的一个技术方案是：提供一种飞行器，该飞行器包括动力系统以及支撑动力系统的机臂，动力系统包括螺旋桨组件以及用于驱动螺旋桨组件的电机组件，螺旋桨组件包括间隔设置的第一螺 旋桨和第二螺旋桨，第一螺旋桨包括至少一第一桨叶，第二螺旋桨包括至少一第二桨叶，在螺旋桨组件的转动过程中，经第一螺旋桨旋转过程产生的加速气流从第一螺旋桨指向并作用于第二螺旋桨，第二桨叶的径向攻角线型不同于第一桨叶的径向攻角线型。
其中，第二桨叶所采用的径向攻角线型使得第二螺旋桨的桨效率相较于第二桨叶采用第一桨叶的径向攻角线型时第二螺旋桨的桨效率更大。
其中，第二螺旋桨的桨效率取决于第二螺旋桨在特定转速下旋转时产生的拉力的大小。
其中，第一螺旋桨的旋转轴与第二螺旋桨的旋转轴共轴设置，且经第一螺旋桨旋转过程产生的加速气流的至少部分从第一螺旋桨进入第二螺旋桨。
其中，在第一螺旋桨和第二螺旋桨的距离二者的公共轴的相同半径位置处，第二桨叶的攻角大于第一桨叶的攻角。
其中，在第一桨叶和第二桨叶等长或等比例缩放成等长且第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴等距设置的情况下，在半径为第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴之间间距的25.9％的位置处，第二桨叶的攻角与第一桨叶的攻角之间的差值为10.4±0.5度。
其中，在第一桨叶和第二桨叶等长或等比例缩放成等长且第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴等距设置的情况下，在半径为第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴之间间距的44.4％的位置处，第二桨叶的攻角与第一桨叶的攻角之间的差值为13.9±0.5度。
其中，在第一桨叶和第二桨叶等长或等比例缩放成等长且第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴等距设置的情况下，在半径为第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴之间间距的63.0％的位置处，第二桨叶的攻角与第一桨叶的攻角之间的差值为8.4±0.5度。
其中，在第一桨叶和第二桨叶等长或等比例缩放成等长且第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴等距设置的情况下，在半径为第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴之间间距的81.5％的位置处，第二桨叶的攻角与第一桨叶的攻角之间的差值为5.2±0.5度。
其中，在第一桨叶和第二桨叶等长或等比例缩放成等长且第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴等距设置的情况下，在半径为第一桨叶和第二桨叶的外端部与公共轴之间间距的100％的位置处，第二桨叶的攻角与第一桨叶的攻角之 间的差值为6±0.5度。
其中，电机组件包括用于驱动第一螺旋桨的第一电机以及用于驱动第二螺旋桨的第二电机。
本发明实施例的有益效果是：在本发明实施例所提供的螺旋桨组件、动力系统及飞行器中，将不同层桨叶的径向攻角线型设置成彼此不同，可有效避免不同层桨叶之间的气流流速差对螺旋桨的工作效果的影响。
【附图说明】
图1是使用根据本发明一实施例的螺旋桨组件的飞行器的局部立体示意图；
图2是图1所示的螺旋桨组件的侧视图；
图3是根据本发明一实施例的螺旋桨组件的两层桨叶所采用的径向攻角线型实例的曲线示意图；
图4是根据本发明另一实施例的两层桨叶的俯视图；
图5是沿图4所示的A-A线的螺旋桨组件的两层桨叶的截面示意图；
图6是沿图4所示的B-B线的螺旋桨组件的两层桨叶的截面示意图；
图7是沿图4所示的C-C线的螺旋桨组件的两层桨叶的截面示意图；
图8是沿图4所示的D-D线的螺旋桨组件的两层桨叶的截面示意图；
图9是沿图4所示的E-E线的螺旋桨组件的两层桨叶的截面示意图。
【具体实施方式】
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
请参见图1，图1是使用根据本发明一实施例的螺旋桨组件的飞行器的局部立体示意图。本实施例的飞行器包括机臂11、支撑于机臂11上的电机组件12以及由电机组件12驱动的螺旋桨组件13。其中，螺旋桨组件13包括间隔设置的第一螺旋桨131和第二螺旋桨132。第一螺旋桨131包括第一桨毂1311以及与第一桨毂1311连接的至少一第一桨叶1312，第二螺旋桨132包括第二桨毂1321以及与第二桨毂1321连接的至少一第二桨叶1322。在本实施例中，第一桨叶1312和第二桨叶1322的数量为两个，在其他实施例中，二者的数量可根 据实际需要进行任意设定。此外，在本实施例中，第一螺旋桨131和第二螺旋桨132的旋转轴共轴设置，且电机组件12包括分别驱动第一螺旋桨131和第二螺旋桨132的两个电机121、122。然而，在其他实施例中，第一螺旋桨131和第二螺旋桨132的旋转轴可以是平行设置，或者第一螺旋桨131和第二螺旋桨132也可以由同一电机进行驱动。
在本实施例中，螺旋桨组件13和电机组件12构成飞行器的动力系统，并通过第一螺旋桨131和第二螺旋桨132的旋转为飞行器提供飞行所需的动力。
请参见图2，图2是图1所示的螺旋桨组件的侧视图。在螺旋桨组件13的转动过程中，经第一螺旋桨131的旋转过程产生的加速气流从第一螺旋桨131指向并作用于第二螺旋桨132。具体来说，如图2所示，经第一螺旋桨131旋转过程产生的加速气流的至少部分沿箭头所示方向从第一螺旋桨131进入第二螺旋桨132，导致第一螺旋桨131和第二螺旋桨132所处位置的气流具有一定流速差。
在本实施例中，为了克服上述流速差对第一螺旋桨131和第二螺旋桨132的工作效果的影响，将第二螺旋桨132的第二桨叶1322的径向攻角线型设计成不同第一螺旋桨131的第一桨叶1321的径向攻角线型。其中，径向攻角线型是指桨叶的攻角沿螺旋桨的径向方向的变化曲线。
请进一步参见图3，图3是根据本发明一实施例的螺旋桨组件的两层桨叶所采用的径向攻角线型实例的曲线示意图。如上文所描述的，由于第二螺旋桨132的气流流速远高于第一螺旋桨131的气流流速，进而导致第二螺旋桨132的桨效率下降。在本实施例中，第二螺旋桨132的桨效率取决于第二螺旋桨132在特定转速下产生的拉力大小。简言之，当特定转速下产生的拉力越大，则表明桨的效率越高。
为此，在本实施例中，第一螺旋桨131的第一桨叶1312选择曲线10所示的径向攻角线型，第二螺旋桨132的第二桨叶1322选择曲线20所示的径向攻角线型。在图3所示的两种径向攻角线型中，在第一螺旋桨131和第二螺旋桨132的距离二者的公共轴(原点)的相同半径位置处，第二桨叶1322的攻角大于第一桨叶1312的攻角。
通过上述设计，在上述气流流速差存在的情况下，可以使得在第二桨叶1322采用曲线20所示的径向攻角线型时，第二螺旋桨132的桨效率比第二桨叶1322采用曲线10所示的径向攻角线型的第二螺旋桨132的桨效率更大(例如，产生 的拉力更大)，由此克服了第一桨叶1312和第二桨叶1322采用相同径向攻角线型情况下，上述气流流速差对桨效率造成的影响。
上述实施例仅以桨效率为例，对第一桨叶1312和第二桨叶1322的具体实例进行说明，当然本领域技术人员在阅读本发明后，完全可以想到以其他方式将第一桨叶1312和第二桨叶1322的径向攻角线型设置成彼此不同，进而达到预期的工作效果。此外，值得注意的是，上述实施例虽然仅以二层桨为例进行了描述，但本发明的各实施例适用于三层桨、四层桨等其他多层桨设计。
请参见图4-9，下面将结合具体实例对第一桨叶1312和第二桨叶1322的具体参数进行描述。
图4是根据本发明另一实施例的两层桨叶的俯视图，图5-图9是在图4所示的第一桨叶1312和第二桨叶1322的不同半径位置处截取的第一桨叶1312和第二桨叶1322的截面示意图，进而比较第一桨叶1312和第二桨叶1322的攻角之间的差异。在本实施例中，如图4所示，第一桨叶1312和第二桨叶1322等长设置且第一桨叶1312和第二桨叶1322的外端部与公共轴等距设置，其具体距离如图4中的L所示。当然，在其他实施例中，第一桨叶1312和第二桨叶1322中的任意一个在实际应用中也可以进行等比例缩放，以使得第一桨叶1312和第二桨叶1322的实际长度不一致。然而，在将第一桨叶1312和第二桨叶1322等比例缩放成彼此等长时，且二者的外端部与公共轴等距设置时，第一桨叶1312和第二桨叶1322之间的攻角仍满足以下数字范围。
如图4和图5所示，在半径为第一桨叶1312和第二桨叶1322的外端部与公共轴之间间距L的25.9％的位置处，即图4所示的25.9％L位置处，第二桨叶1322的攻角a12为28.7度，第一桨叶1312的攻角a11为18.3度，二者之间的差值为10.4，并进一步考虑制造及装备公差，二者之间的差值优选为10.4±0.5度。
如图4和图6所示，在半径为第一桨叶1312和第二桨叶1322的外端部与公共轴之间间距L的44.4％的位置处，即图4所示的44.4％位置处，第二桨叶1322的攻角a22为26.9度，第一桨叶1312的攻角a21为13.0度，二者之间的差值为13.9，并进一步考虑制造及装备公差，二者之间的差值优选为13.9±0.5度。
如图4和图7所示，在半径为第一桨叶1312和第二桨叶1322的外端部与公共轴之间间距L的63.0％的位置处，即图4所示的63.0％L位置处，第二桨叶 1322的攻角a32为19.2度，第一桨叶1312的攻角a31为10.8度，二者之间的差值为8.4，并进一步考虑制造及装备公差，二者之间的差值优选为8.4±0.5度。
如图4和图8所示，在半径为第一桨叶1312和第二桨叶1322的外端部与公共轴之间间距L的81.5％的位置处，即图4所示的81.5％L位置处，第二桨叶1322的攻角a42为14.0度，第一桨叶1312的攻角a41为8.8度，二者之间的差值为5.2，并进一步考虑制造及装备公差，二者之间的差值优选为5.2±0.5度。
如图4和图9所示，在半径为第一桨叶1312和第二桨叶1322的外端部与公共轴之间间距L的100％位置处，即图4所示的L位置处，第二桨叶1322的攻角a52为13.0度，第一桨叶1312的攻角a51为7.0度，二者之间的差值为6度，并进一步考虑制造及装备公差，二者之间的差值优选为6±0.5度。
综上所述，本领域技术人员容易理解，本发明实施例所提供的螺旋桨组件、动力系统及飞行器中，将不同层桨叶的径向攻角线型设置成彼此不同，可有效避免不同层桨叶之间的气流流速差对螺旋桨的工作效果的影响。进一步，通过特定的攻角设计，有效避免了气流流速差对螺旋桨的影响。
以上所述仅为本发明的实施方式，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (32)

  1. 一种螺旋桨组件，其特征在于，所述螺旋桨组件包括间隔设置的第一螺旋桨和第二螺旋桨，所述第一螺旋桨包括至少一第一桨叶，所述第二螺旋桨包括至少一第二桨叶，在所述螺旋桨组件的转动过程中，经所述第一螺旋桨旋转过程产生的加速气流从所述第一螺旋桨指向并作用于所述第二螺旋桨，所述第二桨叶的径向攻角线型不同于所述第一桨叶的径向攻角线型。
  2. 根据权利要求1所述的螺旋桨组件，其特征在于，所述第二桨叶所采用的径向攻角线型使得所述第二螺旋桨的桨效率相较于所述第二桨叶采用所述第一桨叶的径向攻角线型时所述第二螺旋桨的桨效率更大。
  3. 根据权利要求1所述的螺旋桨组件，其特征在于，所述第二螺旋桨的桨效率取决于所述第二螺旋桨在特定转速下旋转时产生的拉力的大小。
  4. 根据权利要求1所述的螺旋桨组件，其特征在于，所述第一螺旋桨的旋转轴与所述第二螺旋桨的旋转轴共轴设置，且经所述第一螺旋桨旋转过程产生的加速气流的至少部分从所述第一螺旋桨进入所述第二螺旋桨。
  5. 根据权利要求4所述的螺旋桨组件，其特征在于，在所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨的距离二者的公共轴的相同半径位置处，所述第二桨叶的攻角大于所述第一桨叶的攻角。
  6. 根据权利要求4所述的螺旋桨组件，其特征在于，在所述第一桨叶和所述第二桨叶等长或等比例缩放成等长且所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴等距设置的情况下，在半径为所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴之间间距的25.9％的位置处，所述第二桨叶的攻角与所述第一桨叶的攻角之间的差值为10.4±0.5度。
  7. 根据权利要求4所述的螺旋桨组件，其特征在于，在所述第一桨叶和所述第二桨叶等长或等比例缩放成等长且所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴等距设置的情况下，在半径为所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴之间间距的44.4％的位置处，所述第二桨叶的攻角与所述第一桨叶的攻角之间的差值为13.9±0.5度。
  8. 根据权利要求4所述的螺旋桨组件，其特征在于，在所述第一桨叶和所述第二桨叶等长或等比例缩放成等长且所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴等距设置的情况下，在半径为所述第一桨叶和所述第二桨叶的外 端部与所述公共轴之间间距的63.0％的位置处，所述第二桨叶的攻角与所述第一桨叶的攻角之间的差值为8.4±0.5度。
  9. 根据权利要求4所述的螺旋桨组件，其特征在于，在所述第一桨叶和所述第二桨叶等长或等比例缩放成等长且所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴等距设置的情况下，在半径为所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴之间间距的81.5％的位置处，所述第二桨叶的攻角与所述第一桨叶的攻角之间的差值为5.2±0.5度。
  10. 根据权利要求4所述的螺旋桨组件，其特征在于，在所述第一桨叶和所述第二桨叶等长或等比例缩放成等长且所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴等距设置的情况下，在半径为所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴之间间距的100％的位置处，所述第二桨叶的攻角与所述第一桨叶的攻角之间的差值为6±0.5度。
  11. 一种动力系统，其特征在于，所述动力系统包括螺旋桨组件以及用于驱动所述螺旋桨组件的电机组件，所述螺旋桨组件包括间隔设置的第一螺旋桨和第二螺旋桨，所述第一螺旋桨包括至少一第一桨叶，所述第二螺旋桨包括至少一第二桨叶，在所述螺旋桨组件的转动过程中，经所述第一螺旋桨旋转过程产生的加速气流从所述第一螺旋桨指向并作用于所述第二螺旋桨，所述第二桨叶的径向攻角线型不同于所述第一桨叶的径向攻角线型。
  12. 根据权利要求11所述的动力系统，其特征在于，所述第二桨叶所采用的径向攻角线型使得所述第二螺旋桨的桨效率相较于所述第二桨叶采用所述第一桨叶的径向攻角线型时所述第二螺旋桨的桨效率更大。
  13. 根据权利要求11所述的动力系统，其特征在于，所述第二螺旋桨的桨效率取决于所述第二螺旋桨在特定转速下旋转时产生的拉力的大小。
  14. 根据权利要求11所述的动力系统，其特征在于，所述第一螺旋桨的旋转轴与所述第二螺旋桨的旋转轴共轴设置，且经所述第一螺旋桨旋转过程产生的加速气流的至少部分从所述第一螺旋桨进入所述第二螺旋桨。
  15. 根据权利要求14所述的动力系统，其特征在于，在所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨的距离二者的公共轴的相同半径位置处，所述第二桨叶的攻角大于所述第一桨叶的攻角。
  16. 根据权利要求14所述的动力系统，其特征在于，在所述第一桨叶和所述第二桨叶等长或等比例缩放成等长且所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部 与所述公共轴等距设置的情况下，在半径为所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴之间间距的25.9％的位置处，所述第二桨叶的攻角与所述第一桨叶的攻角之间的差值为10.4±0.5度。
  17. 根据权利要求14所述的动力系统，其特征在于，在所述第一桨叶和所述第二桨叶等长或等比例缩放成等长且所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴等距设置的情况下，在半径为所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴之间间距的44.4％的位置处，所述第二桨叶的攻角与所述第一桨叶的攻角之间的差值为13.9±0.5度。
  18. 根据权利要求14所述的动力系统，其特征在于，在所述第一桨叶和所述第二桨叶等长或等比例缩放成等长且所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴等距设置的情况下，在半径为所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴之间间距的63.0％的位置处，所述第二桨叶的攻角与所述第一桨叶的攻角之间的差值为8.4±0.5度。
  19. 根据权利要求14所述的动力系统，其特征在于，在所述第一桨叶和所述第二桨叶等长或等比例缩放成等长且所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴等距设置的情况下，在半径为所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴之间间距的81.5％的位置处，所述第二桨叶的攻角与所述第一桨叶的攻角之间的差值为5.2±0.5度。
  20. 根据权利要求14所述的动力系统，其特征在于，在所述第一桨叶和所述第二桨叶等长或等比例缩放成等长且所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴等距设置的情况下，在半径为所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴之间间距的100％的位置处，所述第二桨叶的攻角与所述第一桨叶的攻角之间的差值为6±0.5度。
  21. 根据权利要求11所述的动力系统，其特征在于，所述电机组件包括用于驱动所述第一螺旋桨的第一电机以及用于驱动所述第二螺旋桨的第二电机。
  22. 一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括动力系统以及支撑所述动力系统的机臂，所述动力系统包括螺旋桨组件以及用于驱动所述螺旋桨组件的电机组件，所述螺旋桨组件包括间隔设置的第一螺旋桨和第二螺旋桨，所述第一螺旋桨包括至少一第一桨叶，所述第二螺旋桨包括至少一第二桨叶，在所述螺旋桨组件的转动过程中，经所述第一螺旋桨旋转过程产生的加速气流从所述第一螺旋桨指向并作用于所述第二螺旋桨，所述第二桨叶的径向攻角线型不同于 所述第一桨叶的径向攻角线型。
  23. 根据权利要求22所述的飞行器，其特征在于，所述第二桨叶所采用的径向攻角线型使得所述第二螺旋桨的桨效率相较于所述第二桨叶采用所述第一桨叶的径向攻角线型时所述第二螺旋桨的桨效率更大。
  24. 根据权利要求22所述的飞行器，其特征在于，所述第二螺旋桨的桨效率取决于所述第二螺旋桨在特定转速下旋转时产生的拉力的大小。
  25. 根据权利要求22所述的飞行器，其特征在于，所述第一螺旋桨的旋转轴与所述第二螺旋桨的旋转轴共轴设置，且经所述第一螺旋桨旋转过程产生的加速气流的至少部分从所述第一螺旋桨进入所述第二螺旋桨。
  26. 根据权利要求25所述的飞行器，其特征在于，在所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨的距离二者的公共轴的相同半径位置处，所述第二桨叶的攻角大于所述第一桨叶的攻角。
  27. 根据权利要求25所述的飞行器，其特征在于，在所述第一桨叶和所述第二桨叶等长或等比例缩放成等长且所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴等距设置的情况下，在半径为所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴之间间距的25.9％的位置处，所述第二桨叶的攻角与所述第一桨叶的攻角之间的差值为10.4±0.5度。
  28. 根据权利要求25所述的飞行器，其特征在于，在所述第一桨叶和所述第二桨叶等长或等比例缩放成等长且所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴等距设置的情况下，在半径为所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴之间间距的44.4％的位置处，所述第二桨叶的攻角与所述第一桨叶的攻角之间的差值为13.9±0.5度。
  29. 根据权利要求25所述的飞行器，其特征在于，在所述第一桨叶和所述第二桨叶等长或等比例缩放成等长且所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴等距设置的情况下，在半径为所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴之间间距的63.0％的位置处，所述第二桨叶的攻角与所述第一桨叶的攻角之间的差值为8.4±0.5度。
  30. 根据权利要求25所述的飞行器，其特征在于，在所述第一桨叶和所述第二桨叶等长或等比例缩放成等长且所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴等距设置的情况下，在半径为所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴之间间距的81.5％的位置处，所述第二桨叶的攻角与所述第一桨 叶的攻角之间的差值为5.2±0.5度。
  31. 根据权利要求25所述的飞行器，其特征在于，在所述第一桨叶和所述第二桨叶等长或等比例缩放成等长且所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴等距设置的情况下，在半径为所述第一桨叶和所述第二桨叶的外端部与所述公共轴之间间距的100％的位置处，所述第二桨叶的攻角与所述第一桨叶的攻角之间的差值为6±0.5度。
  32. 根据权利要求22所述的飞行器，其特征在于，所述电机组件包括用于驱动所述第一螺旋桨的第一电机以及用于驱动所述第二螺旋桨的第二电机。
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