螺旋桨的制作方法

本实用新型涉及无人机技术领域，尤其涉及一种螺旋桨。

背景技术：

随着最近几年多旋翼无人机的火爆商业市场，无人机作为科技行业的热点越来越受到大家的关注。而作为无人机分支的一种，倾转旋翼轻小型无人机一般选用固定翼螺旋桨或者多旋翼螺旋桨，由于没有根据倾转旋翼机其特有的飞行特点设计，所以导致螺旋桨在整个飞行过程中，效率较低。

因此需要提供一种新的螺旋桨来解决上述问题。

技术实现要素：

本实用新型的目的是提供一种应用于倾转旋翼轻小型无人机的螺旋桨，通过提高螺旋桨的升力并有效降低其风阻，以达到提高有效载荷并提升续航能力的目的。

本实用新型提供一种螺旋桨，包括桨毂以及连接于所述桨毂的多片桨叶，多片所述桨叶沿所述桨毂的周向方向均匀分布，所述桨叶包括从翼根到翼梢设置的多个等间距并排设置的截面翼型，多个所述截面翼型由贝塞尔曲面连接，各所述截面翼型的扭转角从桨根位置沿展向依次减小。

优选的，每片所述桨叶上设有7个所述截面翼型。

优选的，从所述翼根至所述翼梢的方向，7个所述截面翼型的扭转角依次为：43～37deg、42～36deg、35.66～29.66deg、29.97～23.97deg、25.95～19.95deg、22.83～16.83deg、20.48～14.48deg。

优选的，从所述翼根至所述翼梢的方向，7个所述截面翼型的扭转角依次为：40deg、39deg、32.66deg、26.97deg、22.95deg、19.83deg、17.48deg。

优选的，从所述翼根至所述翼梢的方向，7个所述截面翼型的弦长依次为：38～32mm、43～37mm、39.3～33.3mm、34.4～28.4mm、30.6～24.6mm、24.1～18.1mm、19～13mm。

优选的，从所述翼根到所述翼梢的方向，7个所述截面翼型的弦长依次为：35mm、40mm、36.3mm、31.4mm、27.6mm、21.1mm、16mm。

优选的，从所述翼根至所述翼梢的方向，7个所述截面翼型到所述螺旋桨中心投影的水平距离依次为：43.5～33.5mm、86～75mm、115～105mm、153.5～143.5mm、194～184mm、234.5～224.5mm、275～265mm。

优选的，从所述翼根至所述翼梢的方向，7个所述截面翼型到所述螺旋桨中心投影的水平距离依次为：38.5mm、81mm、110mm、148.5mm、189mm、229.5mm、270mm。

优选的，所述桨叶的数量为三片，三片所述桨叶围绕所述桨榖间隔且均匀分布。

与相关技术相比，本实用新型提供的螺旋桨，根据轻小型倾转旋翼无人机的特点，通过对各截面翼型位置，扭转角以及弦长的限定使得所述螺旋桨在旋翼状态与固定翼状态都有良好的气动性能，升力得到显著提高，有效降低阻力，提高飞行效率。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图，其中：

图1为本实用新型螺旋桨的俯视图；

图2为图1中A-A剖面图；

图3为图1中B-B剖面图；

图4为图1中C-C剖面图；

图5为图1中D-D剖面图；

图6为图1中E-E剖面图；

图7为图1中F-F剖面图；

图8为图1中G-G剖面图。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本实用新型的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，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它实施例，都属于本实用新型保护的范围。

请参阅图1，图1为本实用新型提供的螺旋桨的俯视图，本实用新型提供一种螺旋桨100，应用于轻小型倾转旋翼无人机，所述螺旋桨100包括桨毂1以及多片围绕所述桨榖1间隔且均匀分布的桨叶2，所述桨叶2包括从翼根到翼梢设置的多个等间距并排设置的截面翼型，多个所述截面翼型由贝塞尔曲面连接，各所述截面翼型的扭转角从桨根位置沿展向依次减小。

在本实用新型的具体实施方式中，所述桨叶2的数量为三片，所述截面翼型为7个，所述螺旋桨100从所述翼根至所述翼梢方向设有A-A截面、B-B截面、C-C截面、D-D截面、E-E截面、F-F截面、G-G截面7个截面来表示7个所述截面翼型。

本实用新型提供的螺旋桨100结合计算了各截面翼型的扭转角，各截面翼型距螺旋桨中心投影的水平距离与各截面翼型弦长，同时考虑了多旋翼状态与固定翼状态的气动特性，使得本实用新型提供的螺旋桨在这两种飞行状态下均具有良好的气动特性，即螺旋桨提供的升力大，螺旋桨需求的功率小。

请参阅图2，图2为A-A剖面图，以NACA(NationalAdvisory Committee for Aeronautics；美国国家航空咨询委员会)翼型为初始翼型，根据轻小型倾转无人机的飞行特性和该截面翼型所处螺旋桨的从所述翼根到所述翼梢方向的分布位置，并通过CFD(Computational Fluid Dynamics；计算流体动力学)和实验数据进一步修改优化并得到A-A截面翼型的扭转角β为43～37deg，弦长为38～32mm，所述A-A截面翼型距所述螺旋桨中心水平距离为43.5～33.5mm，具体的，所述A-A截面翼型的扭转角β为40deg、弦长为35mm，所述A-A截面翼型距所述螺旋桨中心水平距离为38.5mm，从而提供可以提高轻小型倾转旋翼无人机有效载荷、并提升续航能力的所述桨叶2。

请参阅图3，图3为所述B-B剖面图，以NACA翼型为初始翼型，根据轻小型倾转无人机的飞行特性和该截面翼型所处螺旋桨的从所述翼根到所述翼梢方向的分布位置，并通过CFD和实验数据进一步修改优化并得到B-B截面翼型的扭转角β为42～36deg，弦长为43～37mm，所述B-B截面翼型距所述螺旋桨中心水平距离为86～75mm；具体的，所述B-B截面翼型扭转角β为39deg、弦长为40mm，所述B-B截面翼型距所述螺旋桨中心水平距离为81mm，从而提供可以提高轻小型倾转旋翼无人机有效载荷、并提升续航能力的所述桨叶2。

请参阅图4，图4为所述C-C剖面图，以NACA翼型为初始翼型，根据轻小型倾转无人机的飞行特性和该截面翼型所处螺旋桨的从所述翼根到所述翼梢方向的分布位置，并通过CFD和实验数据进一步修改优化并得到C-C截面翼型的扭转角β为35.66～29.66deg，弦长为39.3～33.3mm，所述C-C截面翼型距所述螺旋桨中心水平距离为115～105mm；具体的，所述C-C截面翼型扭转角β为32.66deg、弦长为36.3mm，所述C-C截面翼型距所述螺旋桨中心水平距离为110mm，从而提供可以提高轻小型倾转旋翼无人机有效载荷、并提升续航能力的所述桨叶2。

请参阅图5，图5为所述D-D剖面图，以NACA翼型为初始翼型，根据轻小型倾转无人机的飞行特性和该截面翼型所处螺旋桨的从所述翼根到所述翼梢方向的分布位置，并通过CFD和实验数据进一步修改优化并得到D-D截面翼型的扭转角β为29.97～23.97deg，弦长为34.4～28.4mm，所述D-D截面翼型距所述螺旋桨中心水平距离为153.5～143.5mm；具体的，所述D-D截面翼型扭转角β为26.97deg、弦长为31.4mm，所述D-D截面翼型距所述螺旋桨中心水平距离为148.5mm，从而提供可以提高轻小型倾转旋翼无人机有效载荷、并提升续航能力的所述桨叶2。

请参阅图6，图6为所述E-E剖面图，以NACA翼型为初始翼型，根据轻小型倾转无人机的飞行特性和该截面翼型所处螺旋桨的从所述翼根到所述翼梢方向的分布位置，并通过CFD和实验数据进一步修改优化并得到E-E截面翼型的扭转角β为25.95～19.95deg，弦长为30.6～24.6mm，所述E-E截面翼型距所述螺旋桨中心水平距离为194～184mm；具体的，所述E-E截面翼型扭转角β为22.95deg、弦长为27.6mm，所述E-E截面翼型距所述螺旋桨中心水平距离为189mm，从而提供可以提高轻小型倾转旋翼无人机有效载荷、并提升续航能力的所述桨叶2。

请参阅图7，图7为所述F-F剖面图，以NACA翼型为初始翼型，根据轻小型倾转无人机的飞行特性和该截面翼型所处螺旋桨的从所述翼根到所述翼梢方向的分布位置，并通过CFD和实验数据进一步修改优化并得到F-F截面翼型的扭转角β为22.83～16.83deg，弦长为24.1～18.1mm，所述F-F截面翼型距所述螺旋桨中心水平距离为234.5～224.5mm；具体的，所述F-F截面翼型扭转角β为19.83deg、弦长为21.1mm，所述F-F截面翼型距所述螺旋桨中心水平距离为229.5mm，从而提供可以提高轻小型倾转旋翼无人机有效载荷、并提升续航能力的所述桨叶2。

请参阅图8，图8为所述G-G剖面图，以NACA翼型为初始翼型，根据轻小型倾转无人机的飞行特性和该截面翼型所处螺旋桨的从所述翼根到所述翼梢方向的分布位置，并通过CFD和实验数据进一步修改优化并得到G-G截面翼型的扭转角β为20.48～14.48deg，弦长为19～13mm，所述G-G截面翼型距所述螺旋桨中心水平距离为275～265mm；具体的，所述G-G截面翼型扭转角β为17.48deg、弦长为16mm，所述G-G截面翼型距所述螺旋桨中心水平距离为270mm，从而提供可以提高轻小型倾转旋翼无人机有效载荷、并提升续航能力的所述桨叶2。

与相关技术相比，本实用新型提供的螺旋桨，根据轻小型倾转旋翼无人机的特点，通过对各截面翼型位置，扭转角以及弦长的限定使得所述螺旋桨在旋翼状态与固定翼状态都有良好的气动性能，升力得到显著提高，有效降低阻力，提高飞行效率。

以上所述仅为本实用新型的实施例，并非因此限制本实用新型的专利范围，凡是利用本实用新型说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其它相关的技术领域，均同理包括在本实用新型的专利保护范围内。