多旋翼机桨叶以及多旋翼机的制作方法

本发明涉及多旋翼机设计领域，尤其涉及一种多旋翼机桨叶以及包含该多旋翼机桨叶的多旋翼机。

背景技术：

目前多旋翼飞行器由于其垂直起降、结构简单、易于维护等特性正在得到越来越多的应用。旋翼桨叶作为主要的动力来源，其性能的优劣对于多旋翼的载重性能，稳定性和操作性，噪声性能有着很大的影响。目前多旋翼机的桨叶设计思路主要来自于飞机的螺旋桨，但是多旋翼机的桨叶的工作工况与直升机旋翼、固定翼飞机的前置螺旋桨存在一定区别，因此基于飞机设计经验而设计的螺旋桨在多旋翼机上很难达到很好的效果，同时由于多旋翼机的桨叶工作转速较高，由此诱发的气动噪声也比较高。

随着人们对旋翼理论的深入了解，旋翼桨叶的气动设计也得到了进一步的发展。基于目前的气动理论，结合飞机的螺旋桨设计经验，针对多旋翼飞行器，发展了一系列新型的桨叶，其主要思路是发展新型的翼型，优化桨叶沿展向的安装角和弦长的分布，从而优化整个桨叶的气动性能。但是，气动噪声问题依旧很难得到改善。

因此，本领域的技术人员致力于开发一种能够有效改善气动噪声的多旋翼机桨叶。

技术实现要素：

有鉴于现有技术的上述缺陷，本发明所要解决的技术问题是提供一种能够有效改善气动噪声的多旋翼机桨叶以及包含该多旋翼机桨叶的多旋翼机。

为实现上述目的，本发明提供了一种多旋翼机桨叶包括：均匀地布置在结合部上的多个桨叶叶片，其中每个桨叶叶片包括从与结合部结合的端部开始延伸的第一叶片部分、与第一叶片部分连接的第二前掠部分、以及与第二前掠部分连接的第三后掠部分。

优选地，第一叶片部分在桨叶叶片延伸方向上的长度等于第二前掠部分在桨叶叶片延伸方向上的长度的三倍。

优选地，第一叶片部分在桨叶叶片延伸方向上的长度等于第三后掠部分在桨叶叶片延伸方向上的长度的三倍。

优选地，桨叶叶片的与结合部邻接的根部部分的与桨叶叶片延伸方向垂直的截面的厚度大于桨叶叶片的其它部分的与桨叶叶片延伸方向垂直的截面的厚度。

优选地，叶叶片的中间部分的与桨叶叶片延伸方向垂直的截面形状为下弧线内凹的凹凸形状。

优选地，桨叶叶片的叶尾部分的与桨叶叶片延伸方向垂直的截面形状平凸形状。

优选地，在从根部向尾部延伸的桨叶叶片延伸方向上，桨叶叶片的叶尾部分的与桨叶叶片延伸方向垂直的截面的厚度逐渐变大。

优选地，在从根部向尾部延伸的桨叶叶片延伸方向上，桨叶叶片的与桨叶叶片延伸方向垂直的截面的弦长和扭角变小。

为实现上述目的，本发明还提供了一种包括上述多旋翼机桨叶的多旋翼机。

本发明主要具有以下优点：(1)采用多种翼型融合，除了几何扭转，各剖面的零升迎角的不一致形成了气动上的扭转角，进一步优化了桨叶性能；(2)前掠与后掠桨尖的结合使桨叶能够缓解压缩性的影响，减小了边缘涡流密度，同时减小了涡/桨的干扰，进一步改善了旋翼气动性能；(3)在飞行器前飞速度很大时，桨叶可能会产生激波失速与分离失速，该桨叶可以延缓该问题的发生；(4)在气动噪声方面，该桨叶可以在一定程度上降低气流流经叶片表面形成边界层与尾流的压力波动从而减小气动噪声。

以下将结合附图对本发明的构思、具体结构及产生的技术效果作进一步说明，以充分地了解本发明的目的、特征和效果。

附图说明

图1是根据本发明优选实施例的多旋翼机桨叶的平面示意图。

图2是根据本发明优选实施例的多旋翼机桨叶的立体示意图。

图3是根据本发明优选实施例的多旋翼机桨叶的沿展向的截面翼型图。

图4是根据本发明优选实施例的多旋翼机桨叶的气流沿展向的示意图。

需要说明的是，附图用于说明本发明，而非限制本发明。注意，表示结构的附图可能并非按比例绘制。并且，附图中，相同或者类似的元件标有相同或者类似的标号。

具体实施方式

图1是根据本发明优选实施例的多旋翼机桨叶的平面示意图，图2是根据本发明优选实施例的多旋翼机桨叶的立体示意图。

如图1和图2所示，本发明优选实施例的多旋翼机桨叶包括：均匀地布置在结合部10上的多个桨叶叶片20，其中每个桨叶叶片20包括从与结合部10结合的端部开始延伸的第一叶片部分21、与第一叶片部分21连接的第二前掠部分22、以及与第二前掠部分22连接的第三后掠部分23。

优选地，第一叶片部分21在桨叶叶片延伸方向上的长度等于第二前掠部分22在桨叶叶片延伸方向上的长度的三倍。

优选地，第一叶片部分21在桨叶叶片延伸方向上的长度等于第三后掠部分23在桨叶叶片延伸方向上的长度的三倍。

优选地，如附图3所示，桨叶叶片20的与结合部10邻接的根部部分211的与桨叶叶片延伸方向垂直的截面的厚度大于桨叶叶片20的其它部分的与桨叶叶片延伸方向垂直的截面的厚度。

优选地，桨叶叶片20的中间部分222的与桨叶叶片延伸方向垂直的截面形状为下弧线内凹的凹凸形状。

优选地，桨叶叶片20的叶尾部分233的与桨叶叶片延伸方向垂直的截面形状平凸形状。

例如，根部部分211包括第一叶片部分21的一部分，中间部分222根部部分211包括第一叶片部分21的剩余部分以及第二前掠部分22，叶尾部分233包括第三后掠部分23。但是，根部部分211、中间部分222、叶尾部分233三者与第一叶片部分21、第二前掠部分22、第三后掠部分23三者之间的关系可以是其它任意适当比例关系。

优选地，在从根部向尾部延伸的桨叶叶片延伸方向上，桨叶叶片20的叶尾部分的与桨叶叶片延伸方向垂直的截面的厚度逐渐变大。

优选地，在从根部向尾部延伸的桨叶叶片延伸方向上，桨叶叶片20的与桨叶叶片延伸方向垂直的截面的弦长和扭角变小。

由此，在接近叶根的位置，截面翼型厚度很大，其主要考虑是增强结构强度，在升力集中的中断，截面翼型主要为下弧线内凹的凹凸翼型，提高了升力以及升阻比，在桨叶的尾段，翼型逐渐过渡为平凸翼型且厚度增加，其主要目的是控制载荷，增加悬停效率。

同时，优选地，截面的弦长和扭角也随着展向进行分布优化，在升力集中的前中段，弦长与扭角较大，提升升力承受主要载荷，在桨叶的中后端至桨尖，翼弦与扭角变小，载荷得到控制，由此气动力沿整个展向分布较为均匀，在保证气动性能的基础上减小了交变载荷对结构的影响。同时，前掠与后掠的结合，使气流30沿展向产生了分量(附图4)，延缓了展向湍流的压力波动，弦向分量的减小也使尾流的压力波动减小，从而对于气动噪声的改善有一定的效果。

在本发明的另一优选实施例中，本发明还提供了一种包含上述多旋翼机桨叶的多旋翼机。

本发明主要具有以下优点：

(1)采用多种翼型融合，除了几何扭转，各剖面的零升迎角的不一致形成了气动上的扭转角，进一步优化了桨叶性能；

(2)前掠与后掠桨尖的结合使桨叶能够缓解压缩性的影响，减小了边缘涡流密度，同时减小了涡/桨的干扰，进一步改善了旋翼气动性能；

(3)在飞行器前飞速度很大时，桨叶可能会产生激波失速与分离失速，该桨叶可以延缓该问题的发生；

(4)在气动噪声方面，该桨叶可以在一定程度上降低气流流经叶片表面形成边界层与尾流的压力波动从而减小气动噪声。

上述说明示出并描述了本发明的优选实施例，如前所述，应当理解本发明并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述发明构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求的保护范围内。