一种无人直升机桨叶及无人直升机的制作方法

本实用新型涉及无人直升机技术领域，尤其涉及一种无人直升机桨叶及无人直升机。

背景技术：

随着无人直升机行业的快速发展，无人直升机的应用领域也越来越广泛，而旋翼桨叶承担着无人直升机所需的升力和操纵力，是无人直升机最为重要的部件，其气动外形对无人直升机的气动性能和飞行动力学性能有很大的影响。无人直升机桨尖相对气流速度高。以旋翼直径为3米的无人直升机为例：如果旋翼转速为每分钟1000转，那么它的旋翼翼尖的线速度就达到157米/秒、时速565.2公里，因而其气动外形对整架飞机的气动性能影响很大，而且同时影响旋翼的气动噪声和振动水平。

目前，大多数无人直升机桨叶气动外形如图3常规气动外形旋翼桨叶所示，从图3列举的直升机旋翼翼尖演变历史看，之所以有图3中旋翼桨尖形状的演化，主要是因为直升机的升力是靠旋翼旋转与空气相对运动产生的，同时整架直升机的噪声和最大振动源均来自于旋翼。前飞时旋翼从根部到翼尖的相对气流纵向分布如图2所示，旋翼的振动和噪声水平主要来自于旋翼桨叶与前面桨尖拖出的桨尖涡的相互干扰如图1所示。由图1和图2可见由于旋翼的旋转运动叠加上直升机的前飞运动和旋翼桨叶与桨尖涡的相互干扰，就会带来以下问题：

(1)局部激波问题

迎风旋转的前行侧桨叶由于空气流速的叠加导致产生了局部激波，而局部激波会大大降低旋翼的气动效率，从而影响旋翼的前向拉力。

(2)气流分离问题

顺风旋转的后行侧桨叶由于空气流速的叠减使其实际空气流速大大降低，为了平衡前行侧桨叶产生的升力，后行侧桨叶将增大迎角，从而导致其表面气流产生分离，这也会大大降低旋翼的气动效率，导致旋翼前向拉力减小。

(3)旋翼振动和噪声问题

旋翼的振动和噪声主要来自于旋翼的桨叶与前面桨叶脱出的桨尖涡之间的相互拍打造成的。

因此，亟需进行改进。

技术实现要素：

本实用新型的目的在于提出一种无人直升机桨叶，可有效减小旋翼桨尖阻力、减小悬停及高速飞行时所需扭矩力、提升无人直升机悬停效率、减小无人直升机飞行油耗、减小旋翼整体振动和噪声水平。

本实用新型的另一个目的在于提出一种无人直升机，其采用如以上所述的无人直升机桨叶。

为达此目的，本实用新型采用以下技术方案：

一种无人直升机桨叶，包括旋翼桨本体，以及分别设置在旋翼桨本体两端的桨根部和桨尖部，其中，所述桨尖部包括前缘凸形弧线、后缘凹形弧线、上表面凸形弧面和下表面凹形弧面。

作为上述无人直升机桨叶的一种优选方案，所述前缘凸形弧线和后缘凹形弧线均为抛物线。

作为上述无人直升机桨叶的一种优选方案，所述上表面凸形弧面和下表面凹形弧面均为抛物线弧面。

作为上述无人直升机桨叶的一种优选方案，所述前缘凸形弧线的具体形状为：

定义:所述前缘凸形弧线与旋翼桨本体的连接点为坐标原点，旋翼桨本体前缘向外方向为X轴方向，垂直于X轴，自坐标原点指向旋翼桨本体后缘反方向为Y轴；

所述前缘凸形弧线的几何方程为：y＝a₁x²，其中：-0.06≤a₁≤-0.04。

作为上述无人直升机桨叶的一种优选方案，所述后缘凹形弧线的具体形状为：

定义：所述前缘凹形弧线与旋翼桨本体的连接点为坐标原点，旋翼桨本体前缘向外方向为X轴方向；垂直于X轴，自坐标原点指向旋翼桨本体后缘反方向为Y轴；

所述后缘凹形弧线的几何方程为：y＝a₂x²+b₂x+c₂，其中：-0.003≤a₂≤-0.002， 0.1≤b₂≤0.2，-800≤c₂≤-100。

作为上述无人直升机桨叶的一种优选方案，所述上表面凸形弧面具体的形状为：

定义：上表面凸形弧面截面曲线与旋翼桨本体的连接点和下表面凹形弧面截面曲线与旋翼桨本体连接点的两点之中心点为坐标原点，旋翼桨本体向外方向为X轴方向；垂直于X轴，自坐标原点指向旋翼桨本体上表面方向为Z轴；

所述上表面凸形截面弧线的几何方程为：z＝a₃x²+b₃x+c₃，其中： 5≤c₃≤10-0.01≤a₃≤-0.001，0.08≤b₃≤0.5，5≤c₃≤15。

作为上述无人直升机桨叶的一种优选方案，所述下表面凸形弧面具体的形状为：

定义：上表面凸形弧面截面曲线与旋翼桨本体的连接点和下表面凹形弧面截面曲线与旋翼桨本体连接点的两点之中心点为坐标原点，旋翼桨本体向外方向为X轴方向；垂直于X轴，自坐标原点指向旋翼桨本体上表面方向为Z轴；

所述下表面凹形截面弧线的几何方程为：z＝a₄x²+b₄x+c₄，其中： -0.005≤a₄≤-0.001，0.05≤b₄≤0.3，-15≤c₄≤-5。

一种无人直升机，其包括如以上所述的无人直升机桨叶。

本实用新型的有益效果为：本申请中采用的桨尖结构，可有效减小旋翼桨尖阻力、减小悬停及高速飞行时所需扭矩力、提升无人直升机悬停效率、减小无人直升机飞行油耗、减小旋翼整体振动和噪声水平。

附图说明

图1为下反桨叶与常规桨叶桨尖涡位置的示意图；

图2为基准旋翼直升机前飞时旋翼相对气流速度示意图；

图3为常规直升机旋翼桨尖演变示意图；

图4a、图4b为实用新型实施例中无人直升机旋翼桨尖外形示意图；

图5为实用新型实施例中无人直升机旋翼桨尖俯视几何参数；

图6为基准旋翼与过渡桨尖外形旋翼以及实用新型实施例中旋翼的拉力-扭矩对比曲线；

图7为基准旋翼与过渡桨尖外形旋翼以及实用新型实施例中旋翼的拉力-扭矩系数(C_Q)对比曲线；

图8为基准旋翼与过渡桨尖外形旋翼以及实用新型实施例中旋翼的拉力-悬停效率(FOM)对比曲线。

其中：

1：前飞相对速度；2：旋转相对速度；3：相对合速度；4：旋转方向； 5：反流区；6：前缘凸形弧线；7：后缘凹形弧线；8：上表面凸形截面弧线；9：下表面凹形截面弧线。

具体实施方式

下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本实用新型的技术方案。

如图4a、图4b所示，本实施方式中提供了一种无人直升机桨叶，包括旋翼桨本体，以及分别设置在旋翼桨本体两端的桨根部和桨尖部，其中，桨尖部包括前缘凸形弧线6、后缘凹形弧线7、上表面凸形弧面和下表面凹形弧面。

作为优选的，前缘凸形弧线6和后缘凹形弧线7均为抛物线。上表面凸形弧面和下表面凹形弧面均为抛物线弧面。

参照图5，前缘凸形弧线6的具体形状为：

定义:前缘凸形弧线6与旋翼桨本体的连接点为坐标原点，旋翼桨本体前缘向外方向为X轴方向，垂直于X轴，自坐标原点指向旋翼桨本体后缘反方向为Y 轴，前缘凸形弧线6的几何方程为：y＝a₁x²，其中：-0.06≤a₁≤-0.04。具体的，前缘凸形弧线的几何方程为：y＝-0.05x²，单位为毫米。

参照图5，后缘凹形弧线7的具体形状为：

定义：前缘凹形弧线6与旋翼桨本体的连接点为坐标原点，旋翼桨本体前缘向外方向为X轴方向；垂直于X轴，自坐标原点指向旋翼桨本体后缘反方向为Y轴；

后缘凹形弧线7的几何方程为：y＝a₂x²+b₂x+c₂，其中：-0.003≤a₂≤-0.002， 0.1≤b₂≤0.2，-800≤c₂≤-100。具体的，后缘凹形弧线的几何方程为：，单位为毫米。

参照图6，上表面凸形弧面具体的形状为：

定义：上表面凸形弧面截面曲线8与旋翼桨本体的连接点和下表面凹形弧面截面曲线9与旋翼桨本体连接点的两点之中心点为坐标原点，旋翼桨本体向外方向为X轴方向；垂直于X轴，自坐标原点指向旋翼桨本体上表面方向为Z轴。

上表面凸形截面弧线8的几何方程为：z＝a₃x²+b₃x+c₃，其中： 5≤c₃≤10-0.01≤a₃≤-0.001，0.08≤b₃≤0.5，5≤c₃≤15。具体的，上表面凸形截面弧线8的几何方程为：z＝-0.005x²+0.2x+9，单位为毫米。

参照图6，下表面凸形弧面具体的形状为：

定义：上表面凸形弧面截面曲线8与旋翼桨本体的连接点和下表面凹形弧面截面曲线9与旋翼桨本体连接点的两点之中心点为坐标原点，旋翼桨本体向外方向为X轴方向；垂直于X轴，自坐标原点指向旋翼桨本体上表面方向为Z 轴；

下表面凹形截面弧线9的几何方程为：z＝a₄x²+b₄x+c₄，其中： -0.005≤a₄≤-0.001，0.05≤b₄≤0.3，-15≤c₄≤-5。具体的，下表面凹形截面弧线9 的几何方程为：z＝-0.00375x²+0.175x-9，单位为毫米。

旋翼桨本体形状为矩形，桨叶弦长为100毫米，单片桨叶长1300毫米，旋翼转速为1000转/分钟，起飞重量80千克。基准旋翼的参数与其它过渡桨尖外形旋翼以及本实用新型桨尖旋翼的对比数据如图7和图8所示。具体的，如以下所述：

以实施例数据为例，本实施方式通过在可测旋翼拉力和扭矩的旋翼试验台架上进行试验，分别进行了传统气动外形旋翼(矩形平面桨叶)、只尖削后掠桨尖气动外形旋翼、只下反桨尖气动外形旋翼以及本实用新型桨尖气动外形优化旋翼(即尖削后掠加下反桨尖气动外形旋翼)的对比分析，由试验结果分析：

悬停状态下，对于给定的旋翼拉力系数，本实施方式桨尖气动外形优化旋翼的扭矩系数较其他三种气动外形旋翼达到最小值，综合了上述后掠尖削桨尖和下反桨尖气动外形的各自优点。

当C_T＝0.008时，本实施方式桨尖气动外形优化旋翼扭矩系数较比常规气动外形旋翼的扭矩系数降低了约11.2％；

当C_T＝0.008时，本实施方式桨尖气动外形优化旋翼扭矩系数较比常规气动外形旋翼的悬停效率提高了约10％。

在本实施方式中，还提供了一种无人直升机，其包括如权以上所述的无人直升机桨叶。

以上结合具体实施例描述了本实用新型的技术原理。这些描述只是为了解释本实用新型的原理，而不能以任何方式解释为对本实用新型保护范围的限制。基于此处的解释，本领域的技术人员不需要付出创造性的劳动即可联想到本实用新型的其它具体实施方式，这些方式都将落入本实用新型的保护范围之内。