一種極低雷諾數(shù)高效高空螺旋槳及高空無人的制造方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種極低雷諾數(shù)高效高空螺旋槳及高空無人機(jī)，該螺旋槳為兩葉螺旋槳，包括第一槳葉和第二槳葉；第一槳葉和第二槳葉相對(duì)于螺旋槳軸對(duì)稱設(shè)置，螺旋槳直徑為4～5米，最大弦長(zhǎng)為400～600mm。采用高升力低雷諾數(shù)螺旋槳翼型設(shè)計(jì)出內(nèi)側(cè)寬、具有槳梢后掠特征的槳葉，第一槳葉和第二槳葉均在80％R～90％R范圍內(nèi)具有后掠的幾何特征，后掠幅度0～0.05R。第一槳葉和所述第二槳葉均在35％R～45％R范圍內(nèi)的弦寬最大。該螺旋槳工作于1萬～10萬極低雷諾數(shù)流動(dòng)狀態(tài)、25～30km高空的長(zhǎng)時(shí)巡航狀態(tài)下時(shí)，螺旋槳吸收功率為6～10千瓦。螺旋槳效率大于80％，可降低高空無人機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的能源需求。
【專利說明】一種極低雷諾數(shù)高效高空螺旋槳及高空無人機(jī)

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于空氣動(dòng)力學(xué)【技術(shù)領(lǐng)域】，具體涉及一種極低雷諾數(shù)高效高空螺旋槳及高空無人機(jī)。

【背景技術(shù)】
[0002]美國(guó)的“太陽(yáng)神”無人機(jī)利用太陽(yáng)能驅(qū)動(dòng)螺旋槳作為動(dòng)力，在試飛中曾達(dá)到29400米的高度。對(duì)于此類高空無人機(jī)，無論是機(jī)翼還是螺旋槳均存在特殊的低雷諾數(shù)問題。雷諾數(shù)在I萬?10萬量級(jí)時(shí)，翼型表面上的層流附面層很容易發(fā)生分離，使得氣動(dòng)性能嚴(yán)重惡化，并表現(xiàn)出很強(qiáng)的非線性特征。
[0003]現(xiàn)有技術(shù)中公開的螺旋槳，通常是針對(duì)雷諾數(shù)大于15進(jìn)行設(shè)計(jì)，無法應(yīng)用于I萬?10萬極低雷諾數(shù)下的高空無人機(jī)。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，本發(fā)明提供一種極低雷諾數(shù)高效高空螺旋槳及高空無人機(jī)，該螺旋槳可高效應(yīng)用于I萬?10萬極低雷諾數(shù)下的高空無人機(jī)。
[0005]本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下:
[0006]本發(fā)明提供一種極低雷諾數(shù)高效高空螺旋槳，所述螺旋槳為兩葉螺旋槳，包括第一槳葉和第二槳葉；所述第一槳葉和所述第二槳葉相對(duì)于螺旋槳軸對(duì)稱設(shè)置；
[0007]所述第一槳葉和所述第二槳葉的相對(duì)弦寬分布函數(shù)均為:
[0008]C (r/R) = -B1X (r/R-b^ ^c1
[0009]其中:
[0010]1^ = 0.4(^0.05
[0011]C1 = 0.25±0.05
f1.45±0.05 HR<b、
_2] αι - |0 55士0 05 ?/R>b\.
[0013]其中，C為剖面相對(duì)弦寬，r為剖面半徑，R為槳葉半徑，r/R為剖面相對(duì)半徑，B1為—次項(xiàng)系數(shù)，bl為最大弦寬所在的剖面相對(duì)半徑，C1為最大弦寬；
[0014]所述第一槳葉和所述第二槳葉的扭轉(zhuǎn)角分布函數(shù)均為:
[0015]β (r/R) = a2X (r/R) 2+b2 (r/R)+C2
[0016]其中:
[0017]a2 = 50 ±5
[0018]b2 = —110 ±5
[0019]c2 = 70 ±5
[0020]其中，β為剖面扭轉(zhuǎn)角，r為剖面半徑，R為槳葉半徑，r/R為剖面相對(duì)半徑，a2，b2，C2分別為函數(shù)系數(shù)。
[0021]優(yōu)選的，所述螺旋槳直徑為4?5米，最大弦長(zhǎng)為400?600mm。
[0022]優(yōu)選的，所述第一槳葉和所述第二槳葉均在80% R?90% R范圍內(nèi)具有后掠的幾何特征，后掠幅度O?0.05R。
[0023]優(yōu)選的，所述第一槳葉和所述第二槳葉均在35% R?45% R范圍內(nèi)的弦寬最大。
[0024]本發(fā)明還提供一種高空無人機(jī)，所述高空無人機(jī)包括上述的極低雷諾數(shù)高效高空螺旋槳。
[0025]優(yōu)選的，所述高空無人機(jī)為工作于I萬?10萬極低雷諾數(shù)流動(dòng)狀態(tài)、25?30km高空的長(zhǎng)時(shí)巡航無人機(jī)。
[0026]本發(fā)明提供一種極低雷諾數(shù)高效高空螺旋槳及高空無人機(jī)，具有以下優(yōu)點(diǎn):
[0027]該螺旋槳工作于I萬?10萬極低雷諾數(shù)流動(dòng)狀態(tài)、25?30km高空的長(zhǎng)時(shí)巡航狀態(tài)下時(shí)，螺旋槳吸收功率為6?10千瓦。螺旋槳效率大于80%，可降低高空無人機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的能源需求。
[0028]本發(fā)明提供的極低雷諾數(shù)高效高空螺旋槳及高空無人機(jī)，具有以下優(yōu)點(diǎn):
[0029](I)槳葉內(nèi)側(cè)較寬的弦長(zhǎng)可以提高剖面雷諾數(shù)，避免雷諾數(shù)過低導(dǎo)致的氣動(dòng)性能惡化嚴(yán)重現(xiàn)象；
[0030](2)由于強(qiáng)激波易導(dǎo)致螺旋槳效率大幅降低，而本發(fā)明中槳葉設(shè)計(jì)為外側(cè)后掠幾何特征，因此，可以避免槳葉在高速旋轉(zhuǎn)時(shí)出現(xiàn)強(qiáng)激波，提高螺旋槳效率。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0031]圖1為本發(fā)明提供的極低雷諾數(shù)高效高空螺旋槳的側(cè)視圖；
[0032]圖2本發(fā)明提供的極低雷諾數(shù)高效高空螺旋槳的俯視圖；
[0033]圖3為本發(fā)明提供的試驗(yàn)螺旋槳的弦寬分布曲線；
[0034]圖4為本發(fā)明提供的試驗(yàn)螺旋槳的扭轉(zhuǎn)角分布曲線；
[0035]圖5為本發(fā)明提供的試驗(yàn)螺旋槳的前進(jìn)比-效率曲線；
[0036]圖中:1-第一槳葉；2-第二槳葉；
[0037]3-試驗(yàn)螺旋槳效率的理論計(jì)算值；
[0038]4-試驗(yàn)螺旋槳效率的風(fēng)洞試驗(yàn)值。

【具體實(shí)施方式】
[0039]以下結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)說明:
[0040]本發(fā)明提供一種適用于工作高度25?30公里、極低雷諾數(shù)(I萬?10萬)環(huán)境、額定功率6?10kw、轉(zhuǎn)速600?1000轉(zhuǎn)/分的定距變轉(zhuǎn)速兩葉螺旋槳，效率達(dá)到80%，如圖1和圖2所示，分別為螺旋槳的側(cè)視圖和俯視圖，螺旋槳直徑為4?5米，最大弦長(zhǎng)為400?600mm,包括第一槳葉和第二槳葉；第一槳葉和第二槳葉相對(duì)于螺旋槳軸對(duì)稱設(shè)置，也就是說，第一槳葉和第二槳葉幾何外形和結(jié)構(gòu)參數(shù)完全相同。第一槳葉和第二槳葉均在80%R?90% R范圍內(nèi)具有后掠的幾何特征，后掠幅度O?0.05R。另外，第一槳葉和第二槳葉均在35% R?45% R范圍內(nèi)的弦寬最大；
[0041]具體的，第一槳葉和第二槳葉的相對(duì)弦寬分布函數(shù)均為:
[0042]C (r/R) = X (r/R-b^ ^c1
[0043]其中:
[0044]I3l = OjO1-OS
[0045]C1 = 0.25 ±0.05
1.45±0.05 HR<b、
[0046]αι - ^055 士 0 05 r/R> b'.，
[0047]其中，C為剖面相對(duì)弦寬，r為剖面半徑，R為槳葉半徑，r/R為剖面相對(duì)半徑，ai為~■次項(xiàng)系數(shù)，bj為最大弦寬所在的劑面相對(duì)半徑，C1為最大弦寬；
[0048]第一槳葉和第二槳葉的扭轉(zhuǎn)角分布函數(shù)均為:
[0049]β (r/R) = a2X (r/R) 2+b2 (r/R) +C2
[0050]其中:
[0051]a2 = 50 ±5
[0052]b2 = -110 ±5
[0053]c2 = 70 ±5
[0054]其中，β為剖面扭轉(zhuǎn)角為剖面半徑,R為槳葉半徑,r/R為剖面相對(duì)半徑，a2,b2,C2分別為函數(shù)系數(shù)。
[0055]以直徑4.5米的試驗(yàn)螺旋槳為例，驗(yàn)證本發(fā)明提供的極低雷諾數(shù)高效高空螺旋槳的高效率性:
[0056]試驗(yàn)螺旋槳的剖面選用國(guó)外公開的E387翼型，試驗(yàn)螺旋槳共有2片槳葉，其槳葉的相對(duì)弦寬分布曲線見圖3，相對(duì)弦寬分布函數(shù)為:
[0057]C (r/R) = X (r/R-b^ ^c1
[0058]其中:
[0059]b1 = 0.40
[0060]C1 = 0.25
il.45 r/R<b,
[0061]a； =i,
[0.55 r!R>bx
[0062]槳葉的扭轉(zhuǎn)角分布曲線見圖4，其扭轉(zhuǎn)角分布函數(shù)為:
[0063]β (r/R) = a2X (r/R) 2+b2 (r/R) +C2
[0064]其中:
[0065]a2 = 50
[0066]b2 = -110
[0067]c2 = 70
[0068]由圖3和圖4可以看出，槳葉在80% R?100% R范圍內(nèi)具有后掠的幾何特征，80% R剖面處的后掠幅度為0，100% R剖面處的后掠幅度為0.045R。
[0069]將試驗(yàn)螺旋槳進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果得到的前進(jìn)比-效率曲線見圖5中的曲線4 ;將試驗(yàn)螺旋槳進(jìn)行雷諾平均Navier-Stokes方程的理論計(jì)算，理論計(jì)算結(jié)果得到的前進(jìn)比-效率曲線見圖5中的曲線3;對(duì)比曲線3和曲線4可以看出，風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與雷諾平均Navier-Stokes方程的理論計(jì)算結(jié)果接近，由圖5可以看出，試驗(yàn)螺旋槳在前進(jìn)比
0.9?1.3 (功率6kw?1kw)范圍內(nèi)的效率均大于80%，證明該試驗(yàn)螺旋槳的高效率。
[0070]綜上所述，本發(fā)明提供的極低雷諾數(shù)高效高空螺旋槳及高空無人機(jī)，具有以下優(yōu)占-
^ \\\.
[0071](I)槳葉內(nèi)側(cè)較寬的弦長(zhǎng)可以提高剖面雷諾數(shù)，避免雷諾數(shù)過低導(dǎo)致的氣動(dòng)性能惡化嚴(yán)重現(xiàn)象；
[0072](2)由于強(qiáng)激波易導(dǎo)致螺旋槳效率大幅降低，而本發(fā)明中槳葉設(shè)計(jì)為外側(cè)后掠幾何特征，因此，可以避免槳葉在高速旋轉(zhuǎn)時(shí)出現(xiàn)強(qiáng)激波，提高螺旋槳效率。
[0073]以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對(duì)于本【技術(shù)領(lǐng)域】的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和潤(rùn)飾，這些改進(jìn)和潤(rùn)飾也應(yīng)視本發(fā)明的保護(hù)范圍。
【權(quán)利要求】
1.一種極低雷諾數(shù)高效高空螺旋槳，其特征在于，所述螺旋槳為兩葉螺旋槳，包括第一槳葉和第二槳葉；所述第一槳葉和所述第二槳葉相對(duì)于螺旋槳軸對(duì)稱設(shè)置； 所述第一槳葉和所述第二槳葉的相對(duì)弦寬分布函數(shù)均為:
C(r/R) = -B1X {r/R~b^)2+cl
其中:
bi = 0.40±0.05
C1 = 0.25±0.05
Γ?.45 + 0.05 ;■//?</),
— J
1 ~ [0.55 + 0.05 riR>b、.其中，C為剖面相對(duì)弦寬，r為剖面半徑，R為槳葉半徑，r/R為剖面相對(duì)半徑，B1為二次項(xiàng)系數(shù)，bj為最大弦寬所在的劑面相對(duì)半徑，C1為最大弦寬； 所述第一槳葉和所述第二槳葉的扭轉(zhuǎn)角分布函數(shù)均為:
β (r/R) = a2X (r/R) 2+b2 (r/R) +c2 其中:
a2 = 50 + 5
b2 = -110±5
c2 = 70±5 其中，β為剖面扭轉(zhuǎn)角，r為剖面半徑，R為槳葉半徑，r/R為剖面相對(duì)半徑，a2, b2, c2分別為函數(shù)系數(shù)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的極低雷諾數(shù)高效高空螺旋槳，其特征在于，所述螺旋槳直徑為4?5米,最大弦長(zhǎng)為400?600mm。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的極低雷諾數(shù)高效高空螺旋槳，其特征在于，所述第一槳葉和所述第二槳葉均在80% R?90% R范圍內(nèi)具有后掠的幾何特征，后掠幅度O?0.05R。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的極低雷諾數(shù)高效高空螺旋槳，其特征在于，所述第一槳葉和所述第二槳葉均在35% R?45% R范圍內(nèi)的弦寬最大。
5.一種高空無人機(jī)，其特征在于，所述高空無人機(jī)包括權(quán)利要求1-4任一項(xiàng)所述的極低雷諾數(shù)高效高空螺旋槳。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的高空無人機(jī)，其特征在于，所述高空無人機(jī)為工作于I萬?10萬極低雷諾數(shù)流動(dòng)狀態(tài)、25?30km高空的長(zhǎng)時(shí)巡航無人機(jī)。
【文檔編號(hào)】B64C11/18GK104149968SQ201410386246
【公開日】2014年11月19日 申請(qǐng)日期:2014年8月7日 優(yōu)先權(quán)日:2014年8月7日
【發(fā)明者】許建華, 楊旭東, 張順磊, 宋文萍, 朱敏, 宋超, 宋筆鋒, 安偉剛, 王海峰, 李育斌, 張玉剛 申請(qǐng)人:西北工業(yè)大學(xué)