高升力高效率的飞机螺旋桨的制作方法

本发明涉及飞机螺旋桨。

背景技术：

螺旋桨是以螺旋桨为动力的飞机的主要动力来源，是飞机的核心结构，尽管航空推进器早已进入喷气时代，但螺旋桨发动机在低亚音速飞行时具有拉力大、推进效率高、经济性好的特点，使其在飞机领域尤其是运输机领域仍有重要地位，现有飞机螺旋桨存在升力不够强、效率较低的缺点，需要改进。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题在于，提供一种改进的螺旋桨。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：高升力高效率的飞机螺旋桨，包括桨叶，所述桨叶内端为前掠翼结构，外端为后掠翼结构，桨叶两端之间的直线长度为L，内端与外端以桨叶0.5L长度处为界，其中，桨叶内端为桨叶的起始端（即0L处），在桨叶内端端面处，桨叶宽度为0.17L，桨叶厚度取值范围为：0.15 L-0.18L；在桨叶0.14L长度处，桨叶宽度为0.24L，桨叶厚度取值范围为：0.19L-0.23L；在桨叶0.5L长度处，桨叶宽度为0.36L，桨叶厚度取值范围为：0.27L-0.38L；在桨叶0.78L长度处，桨叶宽度为0.23L，桨叶厚度取值范围为：0.17L-0.23L；在桨叶0.94L长度处，桨叶宽度为0.11L，桨叶厚度取值范围为：0.14L-0.18L；在桨叶外端端面处，桨叶厚度取值范围为：0.02L-0.06L。

如前所述的高升力高效率的飞机螺旋桨，在桨叶内端端面处桨叶厚度取值为0.17L，在桨叶0.14L长度处桨叶厚度取值为0.21L；在桨叶0.5L长度处桨叶厚度取值为0.3L；在桨叶0.78L长度处桨叶厚度取值为0.2L；在桨叶0.94L长度处桨叶厚度取值为0.16L；在桨叶外端端面处桨叶厚度取值为0.04L。

如前所述的高升力高效率的飞机螺旋桨，所述桨叶横截面与水平来流所形成的设计攻角具体为，在桨叶内端端面处所述设计攻角值为17度；在桨叶0.14L长度处所述设计攻角值为20.5度；在桨叶0.5L长度处所述设计攻角值为24度；在桨叶0.78L长度处所述设计攻角值为17度；在桨叶0.94L长度处所述设计攻角值为11.3度；在桨叶外端端面处所述设计攻角值为11度。

实施本发明的技术方案，至少具有以下的有益效果：桨叶采用前掠翼、后掠翼结构相结合的方式，中部气动性能最好的部分比较突前，不受左右流场的干扰，并且加宽的设计，充分发挥了螺旋桨中部高升阻比的特点，并且内端的前掠翼有利于增加升力，外端的后掠翼设计，有效的减弱了翼梢气流下洗的影响使得气动效率提升。

附图说明

下面将结合附图及实施例对本发明作进一步说明，附图中：

图1为本实用新型示意图；

图2为本实用新型桨叶示意图；

图3为本实用心想桨叶内端端部横截面与水平来流的设计攻角示意图；

图中标识说明如下：

1、螺旋桨；2、桨叶；20、内端；21、外端；A、设计攻角。

具体实施方式

为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图详细说明本发明的具体实施方式。

如图1-3所示的高升力高效率的飞机螺旋桨1，包括桨叶2，所述桨叶2内端20为前掠翼结构，外端21为后掠翼结构，桨叶2两端之间（内端20端面至外端21端面）的直线长度为L，内端20与外端21以桨叶20.5L长度处为界，其中，桨叶内端为桨叶的起始端，在桨叶2内端20端面处，桨叶2宽度为0.17L，桨叶2厚度取值范围为：0.15 L-0.18L；在桨叶20.14L长度处，桨叶2宽度为0.24L，桨叶2厚度取值范围为：0.19L-0.23L；在桨叶20.5L长度处，桨叶2宽度为0.36L，桨叶2厚度取值范围为：0.27L-0.38L；在桨叶20.78L长度处，桨叶2宽度为0.23L，桨叶2厚度取值范围为：0.17L-0.23L；在桨叶20.94L长度处，桨叶2宽度为0.11L，桨叶2厚度取值范围为：0.14L-0.18L；在桨叶2外端21端面处，桨叶2厚度取值范围为：0.02L-0.06L。

在一些实施例中，桨叶2厚度的优选值如下：在桨叶2内端20端面处桨叶2厚度取值为0.17L，在桨叶20.14L长度处桨叶2厚度取值为0.21L；在桨叶20.5L长度处桨叶2厚度取值为0.3L；在桨叶20.78L长度处桨叶2厚度取值为0.2L；在桨叶20.94L长度处桨叶2厚度取值为0.16L；在桨叶2外端21端面处桨叶2厚度取值为0.04L。

以坐标轴的方式将桨叶2长度、宽度以及厚度之间涉及参数关系总结如下表：

上表中，坐标原点在桨叶的根部，沿x方向的螺旋桨1的最大长度为L，沿y方向为螺旋桨1的宽度，用螺旋桨1的宽度和桨叶厚度来确定螺旋桨1的外形参数，统一单位是螺旋桨1的最大长度L。

本方案中的螺旋桨1借鉴了飞镖的外形，0-0.5L处采用前掠翼设计，升力提升了20%左右；在0.5L-L处采用后掠翼设计，有效的减弱了翼梢气流下洗的影响，使得气动效率提升了10%左右。中部气动性能最好的部分比较突前，不受左右流场的干扰，并且加宽的设计，且整个桨叶2中部厚度值最大，充分发挥了螺旋桨1中部高升阻比的特点。

在一些实施例中，所述桨叶2横截面与水平来流所形成的设计攻角A具体为，在桨叶2内端20端面处所述设计攻角A值为17度；在桨叶20.14L长度处所述设计攻角A值为20.5度；在桨叶20.5L长度处所述设计攻角A值为24度；在桨叶20.78L长度处所述设计攻角A值为17度；在桨叶20.94L长度处所述设计攻角A值为11.3度；在桨叶2外端21端面处所述设计攻角A值为11度。如图3所示的为桨叶2内端20端部横截面所形成的设计攻角A示意图。

螺旋桨1的截面攻角设计参数如下表所示：

螺旋桨1桨叶2上每一个横截面都有一个翼型，该翼型弦线与水平来流的夹角定义为设计攻角A，由于桨叶2横截面的线速度是随半径线性增加的，所以螺旋桨1桨叶2每个横截面都有不同的攻角设计，保证最大的升力和最小的阻力，本方案中，桨叶20.5L处的攻角最大，使得整个螺旋桨1最佳的部位有最佳的升阻比，而在翼尖，由于翼尖效应的影响，攻角必须要小。

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、组合和变化。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权利要求范围之内。