申请/专利权人：彩虹无人机科技有限公司

申请日：2018-03-29

公开（公告）日：2024-04-09

公开（公告）号：CN108423157B

主分类号：B64C11/20

分类号：B64C11/20;B64C11/18;B64C11/32;B64F5/60

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.04.09#授权;2018.09.14#实质审查的生效;2018.08.21#公开

摘要：本发明公开了一种适用于倾转旋翼飞行器的两叶螺旋桨，该螺旋桨不同于常规螺旋桨，其主要具有两大特点：可以当做直升机旋翼使飞行器实现垂直起降功能；还可以当做推进螺旋桨使飞行器高速前飞。螺旋桨包括桨叶和桨榖；其特征是：两片桨叶通过桨榖连接，形成整体结构；桨叶翼型在基本翼型的基础上调整得到；其中基本翼型为层流翼型，在桨叶0.2R处，调整翼型相对厚度为20％～25％，翼型弦长为280～310mm，翼型扭角为10～12°；在桨叶0.6R处，调整翼型相对厚度为12％～15％，翼型弦长为190～230mm，翼型扭角为‑2～1°；在桨叶1.0R处，调整翼型相对厚度为8％～10％，翼型弦长为120～160mm，翼型扭角为‑10～‑6°；所述的R为桨叶半径。

主权项：1.一种适用于倾转旋翼飞行器的两叶螺旋桨，包括桨叶和桨榖；其特征是：两片桨叶通过桨榖连接，形成整体结构；桨叶翼型在基本翼型的基础上调整得到；其中基本翼型为层流翼型，在桨叶0.2R处，调整翼型相对厚度为20％～25％，翼型弦长为280～310mm，翼型扭角为10～12°；在桨叶0.6R处，调整翼型相对厚度为12％～15％，翼型弦长为190～230mm，翼型扭角为-2～1°；在桨叶1.0R处，调整翼型相对厚度为8％～10％，翼型弦长为120～160mm，翼型扭角为-10～-6°；所述的R为桨叶半径。

全文数据：一种适用于倾转旋翼飞行器的两叶螺旋桨技术领域[0001]本发明涉及一种空气螺旋桨，可作为倾转旋翼飞行器的飞行动力，所采用的技术涉及旋翼空气动力学、实验空气动力学等领域。背景技术[0002]倾转旋翼飞行器通过转换旋翼功能实现高速飞行，即利用倾转机构实现其主要的气动部件在旋翼与螺旋桨之间转换，实现垂直飞行时以直升机模式飞行、高速时以固定翼螺旋桨飞机模式前飞，从而兼顾低速与高速飞行性能。倾转旋翼飞行器兼顾了直升机与固定翼螺旋桨飞机的特点，具有振动小、噪声低、经济性好的优点。[0003]倾转旋翼机的概念早在上个世纪40年代初由贝尔公司提出，自上个世纪五十年代开始，美国先后研制了XV-3、XV-15等技术验证性质的倾转旋翼机。XV-15的飞行试验取得了较好的效果，引起了美国军方的关注。贝尔公司在XV-15的基础上，联合波音公司成功研制了V-22倾转旋翼机。V-22被美国军方大量采购，并投入实战，实现了倾转旋翼飞行器的实际应用。[0004]上世纪80年代末，美国开始了无人倾转旋翼机的研制，Bell公司在1988年研制了“瞄准手”无人倾转旋翼机并进行了首飞，之后在其基础上研制了“鹰眼”无人倾转旋翼机。“鹰眼”在1998年3月正式试飞，并于2003年被美国海岸警卫队选用。[0005]国内，南京航空航天大学等单位对倾转旋翼机涉及的气动、飞控、飞行力学、结构动力学以及旋翼设计等关键技术进行了研究，研制了一些小型试验样件进行了原理性试验，并完成了航模级别的演示验证飞行。但所做的研究工作大多还是理论研究，缺乏系统级别的试验验证，距离工程实际应用还有较大差距，与国外先进水平的差距较大。旋翼作为倾转旋翼飞行器的主要气动部件，其气动性能的优劣对倾转旋翼飞行器起着关键性的作用。发明内容[0006]本发明解决的技术问题是:克服现有技术的不足，设计了一种既能用于垂直起降，又能高速巡航前飞的倾转旋翼飞行器两叶螺旋桨。[0007]本发明的技术方案是:一种适用于倾转旋翼飞行器的两叶螺旋桨，包括桨叶和桨榖;两片桨叶通过桨榖连接，形成整体结构;桨叶翼型在基本翼型的基础上调整得到；其中基本翼型为层流翼型，在桨叶0.2R处，调整翼型相对厚度为20%〜25%，翼型弦长为280〜310mm，翼型扭角为10〜12°;在桨叶0.6R处，调整翼型相对厚度为12%〜15%，翼型弦长为190〜230mm，翼型扭角为-2〜1°;在桨叶I.OR处，调整翼型相对厚度为8%〜10%，翼型弦长为120〜160mm，翼型扭角为-10〜-6°;所述的R为桨叶半径。[0008]进一步的，在桨叶0.4R处，翼型相对厚度为12%〜15%，翼型弦长为[0009]240〜270mm，翼型扭角为3〜5°;在桨叶0.8R处，翼型相对厚度为12%〜15%，翼型弦长为150〜190mm，翼型扭角为-6〜-4°。[0010]进一步的，桨叶采用碳纤维材料。[0011]进一步的，还包括连接在桨榖上的变距机构，用于调节桨叶桨距角。[0012]进一步的，所述的基本翼型在层流翼型基础上进一步满足马赫数Ma在0.4〜0.5、雷诺数Re在180〜200万、攻角在2〜3°的条件下，升力系数Cl为0.9〜1.0,升阻比K5130。[0013]进一步的，螺旋桨既可作为直升机旋翼也可作为固定翼飞机的推进螺旋桨。[0014]进一步的，沿桨叶径向的不同位置r按照下表调整基本翼型，得到桨叶翼型：[0016]进一步的，作为直升机旋翼时的桨距角为10〜12°，作为固定翼飞机的推进螺旋桨时的桨距角为21〜23°。[0017]本发明与现有技术相比的优点在于：[0018]本发明设计了一种适用于倾转旋翼飞行器桨叶的高升阻比层流翼型，该翼型在较宽的迎角范围内都具有良好气动性能。通过该技术设计的螺旋桨既可以当做直升机旋翼使飞行器实现垂直起降，也可以当做推进螺旋桨使飞行器高速前飞，并且在两种飞行模态下都具有较高的气动效率；同时，该两叶螺旋桨对变距机构要求更低，可采用常规的半刚性跷跷板形式，简单易于实现，可靠性高。[0019]通过本发明，为倾转旋翼飞行器提供了主要的气动部件，保证该飞行器能够在海拔Okm〜3km高度下稳定飞行。附图说明[0020]图1为本发明两叶螺旋桨的三维效果图；[0021]图2为本发明两叶螺旋桨变距机构三维效果图；[0022]图3为本发明两叶螺旋桨桨叶基本翼型；[0023]图4为本发明两叶螺旋桨悬停状态推力、效率随桨距角变化曲线；[0024]图5为本发明两叶螺旋桨前飞巡航状态推力、效率随桨距角变化曲线。具体实施方式[0025]本发明提供一种适用于倾转旋翼飞行器的两叶螺旋桨，包括桨叶和桨榖。两片桨叶通过桨榖连接，形成整体结构如图1;桨叶为碳纤维超轻质结构，桨榖采用金属材料铝，通过在桨榖上连接变距机构，可调节桨叶桨距角。变距机构采用半刚性的跷跷板结构，例如采用图2所示的结构，包括变距铰1、曲柄2、中心铰3、变距拉杆4、旋转轴5、舵机拉杆6、同步杆7、动环8和静环9，该结构易于实现，可靠性高。[0026]桨叶沿径向各个占位的翼型由基本翼型调整相对厚度得到，而基本翼型通过层流翼型设计得到见表1，图3，其满足以下指标：[0027]1马赫数Ma=O.4〜0.5;[0028]2雷诺数Re=I.8〜2.0XIO6;[0029]3攻角Alpha=2〜3°;[0030]4升力系数Cl=O.9〜1.0;[0031]5升阻比K彡130。[0032]为了保证桨根部位有足够的结构强度，需要增大桨根部位的剖面厚度，可以通过增大当地翼型弦长和翼型相对厚度来实现;同时，为了保证螺旋桨桨叶旋转时，每一个径向占位的翼型能够工作在其最优的角度范围，可以调整翼型扭角沿桨叶径向（从0.2R〜1.0R呈负扭转分布。调整完以后，桨叶沿径向各个占位的基本几何参数如下：[0033]1在桨叶0.2R处，调整翼型相对厚度为20%〜25%，翼型弦长为280〜310mm，翼型扭角为10〜12°;[0034]2在桨叶0.4R处，调整翼型相对厚度为12%〜15%，翼型弦长为240〜270mm，翼型扭角为3〜5°;[0035]3在桨叶0.6R处，调整翼型相对厚度为12%〜15%，翼型弦长为190〜230mm，翼型扭角为〜1°;[0036]4在桨叶0.8R处，调整翼型相对厚度为12%〜15%，翼型弦长为150〜190mm，翼型扭角为_6〜-4°;[0037]5在桨叶I.OR处，调整翼型相对厚度为8%〜10%，翼型弦长为120〜160mm，翼型扭角为-10〜-6°。[0038]倾转旋翼飞行器有两个主要的飞行模态:直升机模态和固定翼飞机模态。两种飞行模态可以通过飞行器上的变距机构进行转换。所以螺旋桨的设计目标是在直升机模态和固定翼飞机模态下都具有较高的气动效率。根据已有的桨叶基本几何参数，通过遗传算法结合面元法对桨叶几何参数进行优化，并对优化结果进行CH验证，如果验证结果满足设计目标，则停止优化，反之继续优化直至满足设计目标。[0039]通过以上措施，可以得到在海拔Okm〜3km高度范围内，满足倾转旋翼直升机模态和固定翼飞机模态的两叶螺旋桨。[0040]表1基本翼型[0043]实施例[0044]通过上述实施措施，得到一副两叶螺旋桨，满足设计目标。桨叶几何参数如下表2:[0045]表2桨叶翼型弦长和扭角分布[0046]r为当地翼型展向位置，R为桨叶半径1.6m，Cr为当地翼型弦长，Beta为当地翼型扭角）[0048]CH数值模拟计算数据结果显示见图4、图5，该螺旋桨在直升机状态见图4下，桨叶悬停效率达到75%，功重比达6.8，悬停升力满足设计需求;该螺旋桨在固定翼飞机状态见图5下，桨叶巡航效率达到72%，巡航拉力满足设计需求。目前，该螺旋桨已加工出实物，并完成了地面试验，满足设计指标。[0049]本发明未公开技术属本领域技术人员公知常识。

权利要求：1.一种适用于倾转旋翼飞行器的两叶螺旋桨，包括桨叶和桨榖;其特征是:两片桨叶通过桨榖连接，形成整体结构;桨叶翼型在基本翼型的基础上调整得到;其中基本翼型为层流翼型，在桨叶0.2R处，调整翼型相对厚度为20%〜25%，翼型弦长为280〜310mm，翼型扭角为10〜12°;在桨叶0.6R处，调整翼型相对厚度为12%〜15%，翼型弦长为190〜230mm，翼型扭角为-2〜1°;在桨叶I.OR处，调整翼型相对厚度为8%〜10%，翼型弦长为120〜160mm，翼型扭角为-10〜-6°;所述的R为桨叶半径。2.根据权利要求1所述的两叶螺旋桨，其特征在于：在桨叶0.4R处，翼型相对厚度为12%〜15%，翼型弦长为240〜270mm，翼型扭角为3〜5°;在桨叶0.8R处，翼型相对厚度为12%〜15%，翼型弦长为150〜190mm，翼型扭角为-6〜-4°。3.根据权利要求1所述的两叶螺旋桨，其特征在于:桨叶采用碳纤维材料。4.根据权利要求1所述的两叶螺旋桨，其特征在于:还包括连接在桨榖上的变距机构，用于调节桨叶桨距角。5.根据权利要求1所述的两叶螺旋桨，其特征在于:所述的基本翼型在层流翼型基础上进一步满足马赫数Ma在0.4〜0.5、雷诺数Re在180〜200万、攻角在2〜3°的条件下，升力系数Cl为0.9〜1.0,升阻比K彡130。6.根据权利要求1所述的两叶螺旋桨，其特征在于:螺旋桨既可作为直升机旋翼也可作为固定翼飞机的推进螺旋桨。7.根据权利要求1所述的两叶螺旋桨，其特征在于:沿桨叶径向的不同位置r按照下表调整基本翼型，得到桨叶翼型：8.根据权利要求6或7所述的两叶螺旋桨，其特征在于:作为直升机旋翼时的桨距角为10〜12°，作为固定翼飞机的推进螺旋桨时的桨距角为21〜23°。

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