变转速旋翼桨叶、共轴无人直升机及单旋翼无人直升机

摘要

本发明提供了一种变转速旋翼桨叶、共轴无人直升机及单旋翼无人直升机，其中，变转速旋翼桨叶，包括：依次连接的桨根、桨叶中段以及桨尖，变转速旋翼桨叶的螺距曲线L包括分别与桨根、桨叶中段以及桨尖对应的根部螺距段L1、中部螺距段L2以及尖部螺距段L3，以中部螺距段L2和尖部螺距段L3的连接点所对应的螺距作为标准螺距L4，尖部螺距段L3内的各点所对应的螺距均小于标准螺距L4。应用本发明的技术方案，变转速旋翼桨叶的桨尖部分有较大的负扭转，叶素迎角较小，这使得在周期变距的过程中，桨尖部分会产生较大的升力系数的变化，从而提升了周期变距的操控能力。

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器领域，具体而言，涉及一种变转速旋翼桨叶、共轴无人直升机及单旋翼无人直升机。

背景技术

共轴式直升机具备体积小、无尾桨、悬停效率高等优点，是最适合轻型和微型化发展的无人直升机布局形式。轻型和微型共轴无人机无论在民用、军用方面，其便携性相对多旋翼无人机有一定的优势。

但是现有技术中的轻型和微型共轴无人机的变转速旋翼桨叶在仅有周期变距的作用下所具有的操控力矩较弱。

发明内容

本发明的主要目的在于提供一种变转速旋翼桨叶、共轴无人直升机及单旋翼无人直升机，以解决现有技术中的变转速旋翼桨叶在仅有周期变距的作用下所具有的操控力矩较弱的问题。

为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种变转速旋翼桨叶，包括：依次连接的桨根、桨叶中段以及桨尖，变转速旋翼桨叶的螺距曲线L包括分别与桨根、桨叶中段以及桨尖对应的根部螺距段L1、中部螺距段L2以及尖部螺距段L3，以中部螺距段L2和尖部螺距段L3的连接点所对应的螺距作为标准螺距L4，尖部螺距段L3内的各点所对应的螺距均小于标准螺距L4。

在一个实施方式中，桨尖的最外侧所对应的尖部具有最大负扭转量c，最大负扭转量c为桨尖的最外侧所对应的尖部的螺距与标准螺距L4之差，最大负扭转量c在1.6inch至2.2inch之间。

在一个实施方式中，尖部螺距段L3包括第一直线段L5，第一直线段L5的斜率在-10至-20之间，第一直线段L5的末端所对应的螺距为桨尖的最外侧所对应的尖部的螺距。

在一个实施方式中，尖部螺距段L3还包括连接于中部螺距段L2的末端与第一直线段L5的起始端之间的第一圆弧过渡段L6。

在一个实施方式中，中部螺距段L2内的各点所对应的螺距均大于标准螺距L4。

在一个实施方式中，桨根与桨叶中段的连接点处具有最大正扭转量d，最大正扭转量d为桨根与桨叶中段的连接点所对应的螺距与标准螺距L4之差，最大正扭转量d在0.2inch与1.1inch之间。

在一个实施方式中，中部螺距段L2包括第二直线段L7，第二直线段L7的斜率小于0且大于等于-0.9，第二直线段L7的末端所对应的螺距为标准螺距L4，第二直线段L7的起始端所对应的螺距与标准螺距L4的差值在0.15-0.25之间。

在一个实施方式中，中部螺距段L2还包括连接于根部螺距段L1的末端与第二直线段L7的起始端之间的第二圆弧过渡段L8。

在一个实施方式中，变转速旋翼桨叶的相对半径在0至0.27之间的部分为外伸量e，变转速旋翼桨叶的相对半径在0.27至0.4之间的部分对应桨根，变转速旋翼桨叶的相对半径在0.4至0.75之间的部分对应桨叶中段，变转速旋翼桨叶的相对半径在0.75至1之间的部分对应桨尖。

在一个实施方式中，桨根的叶素迎角的最大值在16°至25°之间。

在一个实施方式中，变转速旋翼桨叶的变距轴线L9在变转速旋翼桨叶的平均弦长的前35％至47％之间。

在一个实施方式中，变转速旋翼桨叶的翼型为雷诺数小于等于10

在一个实施方式中，以变转速旋翼桨叶在基准面内的投影作为桨叶平面形状，桨叶平面形状的前缘包括分别与桨根、桨叶中段以及桨尖对应的桨根前缘投影、中段前缘投影以及桨尖前缘投影，桨叶平面形状的后缘包括分别与桨根、桨叶中段以及桨尖对应的桨根后缘投影、中段后缘投影以及桨尖后缘投影，桨根前缘投影、桨根后缘投影与变距轴线L9平行，中段前缘投影以及桨尖前缘投影后掠，中段后缘投影以及桨尖后缘投影前掠，桨尖后缘投影的前掠角小于中段后缘投影的前掠角。

在一个实施方式中，桨尖前缘投影包括由桨根至桨尖方向上依次连接的第三直线段以及第三圆弧过渡段。

根据本发明的另一方面，提供了一种共轴无人直升机，包括：变转速旋翼桨叶，变转速旋翼桨叶为上述的变转速旋翼桨叶。

在一个实施方式中，共轴无人直升机的旋翼实度范围至0.98至1.1之间。

根据本发明的最后一方面，提供了一种单旋翼无人直升机，包括：变转速旋翼桨叶，变转速旋翼桨叶为上述的变转速旋翼桨叶。

在一个实施方式中，单旋翼无人直升机的旋翼实度范围至0.49至0.55之间。

应用本发明的技术方案，尖部螺距段L3内的各点所对应的螺距均小于标准螺距L4，也就是说变转速旋翼桨叶的桨尖部分有较大的负扭转，叶素迎角较小，这使得在周期变距的过程中，桨尖部分会产生较大的升力系数的变化，即较大的升力差。这样的升力差提供了飞行器的前飞的周期变距的力矩，因此较大的升力差能够提升周期变距的操控能力。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本发明的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1示出了根据本发明的变转速旋翼桨叶的实施例的立体结构示意图，其中，图1示出了不同半径处的叶素；

图2示出了图1的变转速旋翼桨叶的桨叶平面形状；

图3示出了图1的变转速旋翼桨叶的桨叶平面形状；

图4示出了图1的变转速旋翼桨叶的螺距曲线L的示意图；

图5示出了图1的变转速旋翼桨叶在变换坐标系后的螺距分布图；

图6示出了图1的变转速旋翼桨叶的翼型以及其他低雷诺数翼型所对应的升力系数曲线图；

图7示出了图1的变转速旋翼桨叶的翼型以及其他低雷诺数翼型所对应的极曲线图；

图8示出了图1的变转速旋翼桨叶的实例旋翼弦长分布图；

图9示出了图1的变转速旋翼桨叶的旋翼桨叶桨盘下游0.65R处滑流竖直分量分布图；

图10示出了图1的变转速旋翼桨叶的安装角曲线图；以及

图11示出了图1的变转速旋翼桨叶的设计流程图。

其中，上述附图包括以下附图标记：

10、桨根；11、桨根前缘投影；12、桨根后缘投影；20、桨叶中段；21、中段前缘投影；22、中段后缘投影；30、桨尖；31、桨尖前缘投影；311、第三直线段；312、第三圆弧过渡段；32、桨尖后缘投影。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，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，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，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，都应当属于本发明保护的范围。

需要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的术语在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

为了解决上述问题，如图1、图4和图5所示，本实施例的变转速旋翼桨叶包括：依次连接的桨根10、桨叶中段20以及桨尖30，变转速旋翼桨叶的螺距曲线L包括分别与桨根10、桨叶中段20以及桨尖30对应的根部螺距段L1、中部螺距段L2以及尖部螺距段L3，以中部螺距段L2和尖部螺距段L3的连接点所对应的螺距作为标准螺距L4，尖部螺距段L3内的各点所对应的螺距均小于标准螺距L4。

应用本实施例的技术方案，尖部螺距段L3内的各点所对应的螺距均小于标准螺距L4，也就是说变转速旋翼桨叶的桨尖部分有较大的负扭转，叶素迎角较小，这使得在周期变距的过程中，桨尖部分会产生较大的升力系数的变化，即较大的升力差。这样的升力差提供了飞行器的前飞的周期变距的力矩，因此较大的升力差能够提升周期变距的操控能力。

如图4所示，在本实施例中，桨尖30的最外侧所对应的尖部具有最大负扭转量c，最大负扭转量c为桨尖30的最外侧所对应的尖部的螺距与标准螺距L4之差，最大负扭转量c在1.6inch至2.2inch之间。如果最大负扭转量c过小，则升力差的提升不明显，对于周期变距的操控能力的提升有限。而如果最大负扭转量c过大则会损失桨叶效率。优选地，在本实施例中，最大负扭转量c为2inch。

如图4所示，在本实施例中，尖部螺距段L3包括第一直线段L5，第一直线段L5的斜率在-10至-20之间(即线性负扭转)，第一直线段L5的末端所对应的螺距为桨尖30的最外侧所对应的尖部的螺距。上述结构使得第一直线段L5的斜率较大，从而使得叶素迎角较小，进而进一步增加升力差，从而提升周期变距的操控能力。需要说明的是，第一直线段L5的斜率过小会影响周期变距的操控能力，第一直线段L5的斜率过大会损失桨叶效率。

优选地，在本实施例中，第一直线段L5的斜率为-14.2。需要说明的是，调整叶素迎角时，可以仅调节最大负扭转量c或仅调节第一直线段L5的斜率，或者综合调节最大负扭转量c与第一直线段L5。二者相比而言，最大负扭转量c对于叶素迎角的影响更大。

如图4所示，在本实施例中，尖部螺距段L3还包括连接于中部螺距段L2的末端与第一直线段L5的起始端之间的第一圆弧过渡段L6。上述结构使得叶素迎角不至于突变，有利于后续的放样建模。

如图4所示，在本实施例中，中部螺距段L2内的各点所对应的螺距均大于标准螺距L4，即桨叶中段20为正扭转。具体地，越靠近桨根10的位置，螺距越大。在一定转速下，越靠近桨根10的位置线速度越小，越靠近桨尖30的位置线速度越大。由于桨根10的位置线速度小，导致升力不足，所以我们在与桨根10连接的中部螺距段L2增加正扭转，为了增加迎角，从而提升升力。

如图4所示，在本实施例中，桨根10与桨叶中段20的连接点处具有最大正扭转量d，最大正扭转量d为桨根10与桨叶中段20的连接点所对应的螺距与标准螺距L4之差，最大正扭转量d在0.2inch与1.1inch之间。如果最大正扭转量d过小，则叶素迎角增加不明显，从而导致升力提升效果不明显，如果最大正扭转量d过大，则导致桨根10的部位的阻力增大，进而导致桨根10失速。优选地，在本实施例中，最大正扭转量d为1inch。

需要说明的是，在本实施例中，从桨根10的根部到最大螺距处为过渡修型。

还需要说明的是，如图2、图4和图9所示，桨根10以及桨叶中段20正扭转，使得桨盘下游滑流竖直分量从桨根到相对半径(r/R)80％处的分布相对均匀，从而提高了悬停和低速前飞的效率。需要说明的是，R为回转中心O至桨尖30的尖部之间的距离。回转中心O所在的轴线为回转轴Q。

如图4所示，在本实施例中，中部螺距段L2包括第二直线段L7，第二直线段L7的斜率小于0且大于等于-0.9(即线性负扭转)，第二直线段L7的末端所对应的螺距为标准螺距L4，第二直线段L7的起始端所对应的螺距与标准螺距L4的差值在0.15-0.25之间。上述结构使得第二直线段L7尽量的贴近于标准螺距L4，从而有效地继承了标准螺距螺旋桨的变转速优势。优选地，L7的端点与L4的差值为0.2。

如图4所示，在本实施例中，中部螺距段L2还包括连接于根部螺距段L1的末端与第二直线段L7的起始端之间的第二圆弧过渡段L8。上述结构使得叶素迎角不至于突变，有利于后续的放样建模。

需要说明的是，变转速旋翼桨叶整体具有非线性负扭转。但是其总体尺寸较小，使用复合材料模压工艺，制造难度不大，易于制造。

如图2至图4所示，在本实施例中，变转速旋翼桨叶的相对半径在0至0.27之间的部分为外伸量e，变转速旋翼桨叶的相对半径在0.27至0.4之间的部分对应桨根10，变转速旋翼桨叶的相对半径在0.4至0.75之间的部分对应桨叶中段20，变转速旋翼桨叶的相对半径在0.75至1之间的部分对应桨尖30。如图10所示，在桨尖30部分，其安装角从相对半径0.75处到最外侧的变化范围为7.7～2.8度。若对旋翼进行±10度的周期变距。则该桨尖30的叶素迎角范围为-7.2～17.7之间。根据图6可知，在一个周期的变距中，桨尖部分会产生较大的升力系数变化，即较大的升力差。这样的升力差提供了旋翼飞行器前飞的周期变距的力矩。

需要说明的是，如图2所示，外伸量e为回转中心O至变转速旋翼桨叶的垂直铰P之间的距离。

还需要说明的是，图10示出了变转速旋翼桨叶的安装角曲线，该曲线可以通过图4的螺距曲线L以及公式

在本实施例中，桨根10的叶素迎角的最大值在16°至25°之间。叶素迎角过小会导致升力不足，叶素迎角过大会导致桨根10的阻力增加，导致失速。优选地，在本实施例中，其叶素迎角最大处不一定为最大螺距处。叶素迎角的最大值为18.5°，在相对半径r/R＝0.35处。

如图2所示，在本实施例中，变转速旋翼桨叶的变距轴线L9在变转速旋翼桨叶的平均弦长的前35％至47％之间。需要说明的是，上述描述指的是，在变转速旋翼桨叶的前缘至后缘的方向上，以变转速旋翼桨叶的平均弦长的前35％至47％内的某点作为基准点，变距轴线L9垂直于弦长且穿过该基准点。上述结构使得变距轴线L9在气动中心附近，这样在变距的过程中产生的绕变距轴线L9的扭矩小，从而减轻了变距机构的负载。优选地，在本实施例中，桨叶的变距轴线L9在平均弦长的前46％位置。

发明人在长期研究后发现，轻型和微型共轴无人机的续航能力不足的主要原因是旋翼桨叶多采用航模级桨叶，翼型多采用对称翼型，未经优化设计，导致其悬停效率较低。不适合变转速控制。

为解决上述问题，在本实施例中，变转速旋翼桨叶的翼型为雷诺数小于等于10

在翼型选择时，应对比几个目标翼型的升力系数曲线和极曲线。首先，升力系数应在最大升力系数时有较大的迎角。如图6(升力曲线)所示，NACA3412翼型在最大升力系数时的迎角大于另外两个翼型。其次，极曲线应有较大的开口，即在较小的阻力系数时，有较大的升力系数变化范围。如图7(极曲线)所示，NACA3412翼型的极曲线有较大的开口。因此，本实施例选择NACA3412翼型作为变转速旋翼桨叶的翼型。

如图2和图3所示，在本实施例中，以变转速旋翼桨叶在基准面内的投影作为桨叶平面形状，桨叶平面形状的前缘包括分别与桨根10、桨叶中段20以及桨尖30对应的桨根前缘投影11、中段前缘投影21以及桨尖前缘投影31，桨叶平面形状的后缘包括分别与桨根10、桨叶中段20以及桨尖30对应的桨根后缘投影12、中段后缘投影22以及桨尖后缘投影32，桨根前缘投影11、桨根后缘投影12与变距轴线L9平行，中段前缘投影21以及桨尖前缘投影31后掠，中段后缘投影22以及桨尖后缘投影32前掠，桨尖后缘投影32的前掠角小于中段后缘投影22的前掠角。在上述特殊的桨叶平面形状以及相应的螺距曲线的共同作用下，桨盘下游滑流竖直分量的差值能够减小，使得桨盘下游滑流竖直分量从桨根到相对半径(r/R)80％处的分布相对均匀，从而提高了悬停和低速前飞的效率。

需要说明的是，如图8所示，桨叶的弦长从桨根10到桨尖30逐渐递减，有助于减小旋翼阻力和桨尖损失。

如图3所示，在本实施例中，桨尖前缘投影31包括由桨根10至桨尖30方向上依次连接的第三直线段311以及第三圆弧过渡段312。上述结构一方面使得变转速旋翼桨叶的弦长减小，从而减小阻力；另一方面具有降噪的作用。

图11示出了本实施例的变转速旋翼桨叶的设计流程图。

本申请还提供了一种共轴无人直升机，根据本申请的共轴无人直升机(图中未示出)的实施例包括变转速旋翼桨叶，变转速旋翼桨叶为上述的变转速旋翼桨叶。由于上述变转速旋翼桨叶在仅有周期变距的作用下具有较强的操控力矩，因此具有其的共轴无人直升机也具有上述优点。

在本实施例中，共轴无人直升机的旋翼实度范围至0.98至1.1之间。具体地，实度为一副桨叶的竖直投影面积占桨盘面积的比值，实度在该范围内，使得共轴无人直升机的旋翼效率最高，续航时间最久。

本申请还提供了一种单旋翼无人直升机，根据本申请的单旋翼无人直升机(图中未示出)的实施例包括变转速旋翼桨叶，变转速旋翼桨叶为上述的变转速旋翼桨叶。由于上述变转速旋翼桨叶在仅有周期变距的作用下具有较强的操控力矩，因此具有其的单旋翼无人直升机也具有上述优点。

在本实施例中，单旋翼无人直升机的旋翼实度范围至0.49至0.55之间。实度在该范围内，使得单旋翼无人直升机的旋翼效率最高，续航时间最久。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

在本发明的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。

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