本實用新型涉及無人直升機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種無人直升機(jī)槳葉及無人直升機(jī)。

背景技術(shù)：

隨著無人直升機(jī)行業(yè)的快速發(fā)展，無人直升機(jī)的應(yīng)用領(lǐng)域也越來越廣泛，而旋翼槳葉承擔(dān)著無人直升機(jī)所需的升力和操縱力，是無人直升機(jī)最為重要的部件，其氣動外形對無人直升機(jī)的氣動性能和飛行動力學(xué)性能有很大的影響。無人直升機(jī)槳尖相對氣流速度高。以旋翼直徑為3米的無人直升機(jī)為例：如果旋翼轉(zhuǎn)速為每分鐘1000轉(zhuǎn)，那么它的旋翼翼尖的線速度就達(dá)到157米/秒、時速565.2公里，因而其氣動外形對整架飛機(jī)的氣動性能影響很大，而且同時影響旋翼的氣動噪聲和振動水平。

目前，大多數(shù)無人直升機(jī)槳葉氣動外形如圖3常規(guī)氣動外形旋翼槳葉所示，從圖3列舉的直升機(jī)旋翼翼尖演變歷史看，之所以有圖3中旋翼槳尖形狀的演化，主要是因為直升機(jī)的升力是靠旋翼旋轉(zhuǎn)與空氣相對運動產(chǎn)生的，同時整架直升機(jī)的噪聲和最大振動源均來自于旋翼。前飛時旋翼從根部到翼尖的相對氣流縱向分布如圖2所示，旋翼的振動和噪聲水平主要來自于旋翼槳葉與前面槳尖拖出的槳尖渦的相互干擾如圖1所示。由圖1和圖2可見由于旋翼的旋轉(zhuǎn)運動疊加上直升機(jī)的前飛運動和旋翼槳葉與槳尖渦的相互干擾，就會帶來以下問題：

(1)局部激波問題

迎風(fēng)旋轉(zhuǎn)的前行側(cè)槳葉由于空氣流速的疊加導(dǎo)致產(chǎn)生了局部激波，而局部激波會大大降低旋翼的氣動效率，從而影響旋翼的前向拉力。

(2)氣流分離問題

順風(fēng)旋轉(zhuǎn)的后行側(cè)槳葉由于空氣流速的疊減使其實際空氣流速大大降低，為了平衡前行側(cè)槳葉產(chǎn)生的升力，后行側(cè)槳葉將增大迎角，從而導(dǎo)致其表面氣流產(chǎn)生分離，這也會大大降低旋翼的氣動效率，導(dǎo)致旋翼前向拉力減小。

(3)旋翼振動和噪聲問題

旋翼的振動和噪聲主要來自于旋翼的槳葉與前面槳葉脫出的槳尖渦之間的相互拍打造成的。

因此，亟需進(jìn)行改進(jìn)。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本實用新型的目的在于提出一種無人直升機(jī)槳葉，可有效減小旋翼槳尖阻力、減小懸停及高速飛行時所需扭矩力、提升無人直升機(jī)懸停效率、減小無人直升機(jī)飛行油耗、減小旋翼整體振動和噪聲水平。

本實用新型的另一個目的在于提出一種無人直升機(jī)，其采用如以上所述的無人直升機(jī)槳葉。

為達(dá)此目的，本實用新型采用以下技術(shù)方案：

一種無人直升機(jī)槳葉，包括旋翼槳本體，以及分別設(shè)置在旋翼槳本體兩端的槳根部和槳尖部，其中，所述槳尖部包括前緣凸形弧線、后緣凹形弧線、上表面凸形弧面和下表面凹形弧面。

作為上述無人直升機(jī)槳葉的一種優(yōu)選方案，所述前緣凸形弧線和后緣凹形弧線均為拋物線。

作為上述無人直升機(jī)槳葉的一種優(yōu)選方案，所述上表面凸形弧面和下表面凹形弧面均為拋物線弧面。

作為上述無人直升機(jī)槳葉的一種優(yōu)選方案，所述前緣凸形弧線的具體形狀為：

定義:所述前緣凸形弧線與旋翼槳本體的連接點為坐標(biāo)原點，旋翼槳本體前緣向外方向為X軸方向，垂直于X軸，自坐標(biāo)原點指向旋翼槳本體后緣反方向為Y軸；

所述前緣凸形弧線的幾何方程為：y＝a₁x²，其中：-0.06≤a₁≤-0.04。

作為上述無人直升機(jī)槳葉的一種優(yōu)選方案，所述后緣凹形弧線的具體形狀為：

定義：所述前緣凹形弧線與旋翼槳本體的連接點為坐標(biāo)原點，旋翼槳本體前緣向外方向為X軸方向；垂直于X軸，自坐標(biāo)原點指向旋翼槳本體后緣反方向為Y軸；

所述后緣凹形弧線的幾何方程為：y＝a₂x²+b₂x+c₂，其中：-0.003≤a₂≤-0.002， 0.1≤b₂≤0.2，-800≤c₂≤-100。

作為上述無人直升機(jī)槳葉的一種優(yōu)選方案，所述上表面凸形弧面具體的形狀為：

定義：上表面凸形弧面截面曲線與旋翼槳本體的連接點和下表面凹形弧面截面曲線與旋翼槳本體連接點的兩點之中心點為坐標(biāo)原點，旋翼槳本體向外方向為X軸方向；垂直于X軸，自坐標(biāo)原點指向旋翼槳本體上表面方向為Z軸；

所述上表面凸形截面弧線的幾何方程為：z＝a₃x²+b₃x+c₃，其中： 5≤c₃≤10-0.01≤a₃≤-0.001，0.08≤b₃≤0.5，5≤c₃≤15。

作為上述無人直升機(jī)槳葉的一種優(yōu)選方案，所述下表面凸形弧面具體的形狀為：

定義：上表面凸形弧面截面曲線與旋翼槳本體的連接點和下表面凹形弧面截面曲線與旋翼槳本體連接點的兩點之中心點為坐標(biāo)原點，旋翼槳本體向外方向為X軸方向；垂直于X軸，自坐標(biāo)原點指向旋翼槳本體上表面方向為Z軸；

所述下表面凹形截面弧線的幾何方程為：z＝a₄x²+b₄x+c₄，其中： -0.005≤a₄≤-0.001，0.05≤b₄≤0.3，-15≤c₄≤-5。

一種無人直升機(jī)，其包括如以上所述的無人直升機(jī)槳葉。

本實用新型的有益效果為：本申請中采用的槳尖結(jié)構(gòu)，可有效減小旋翼槳尖阻力、減小懸停及高速飛行時所需扭矩力、提升無人直升機(jī)懸停效率、減小無人直升機(jī)飛行油耗、減小旋翼整體振動和噪聲水平。

附圖說明

圖1為下反槳葉與常規(guī)槳葉槳尖渦位置的示意圖；

圖2為基準(zhǔn)旋翼直升機(jī)前飛時旋翼相對氣流速度示意圖；

圖3為常規(guī)直升機(jī)旋翼槳尖演變示意圖；

圖4a、圖4b為實用新型實施例中無人直升機(jī)旋翼槳尖外形示意圖；

圖5為實用新型實施例中無人直升機(jī)旋翼槳尖俯視幾何參數(shù)；

圖6為基準(zhǔn)旋翼與過渡槳尖外形旋翼以及實用新型實施例中旋翼的拉力-扭矩對比曲線；

圖7為基準(zhǔn)旋翼與過渡槳尖外形旋翼以及實用新型實施例中旋翼的拉力-扭矩系數(shù)(C_Q)對比曲線；

圖8為基準(zhǔn)旋翼與過渡槳尖外形旋翼以及實用新型實施例中旋翼的拉力-懸停效率(FOM)對比曲線。

其中：

1：前飛相對速度；2：旋轉(zhuǎn)相對速度；3：相對合速度；4：旋轉(zhuǎn)方向； 5：反流區(qū)；6：前緣凸形弧線；7：后緣凹形弧線；8：上表面凸形截面弧線；9：下表面凹形截面弧線。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖并通過具體實施方式來進(jìn)一步說明本實用新型的技術(shù)方案。

如圖4a、圖4b所示，本實施方式中提供了一種無人直升機(jī)槳葉，包括旋翼槳本體，以及分別設(shè)置在旋翼槳本體兩端的槳根部和槳尖部，其中，槳尖部包括前緣凸形弧線6、后緣凹形弧線7、上表面凸形弧面和下表面凹形弧面。

作為優(yōu)選的，前緣凸形弧線6和后緣凹形弧線7均為拋物線。上表面凸形弧面和下表面凹形弧面均為拋物線弧面。

參照圖5，前緣凸形弧線6的具體形狀為：

定義:前緣凸形弧線6與旋翼槳本體的連接點為坐標(biāo)原點，旋翼槳本體前緣向外方向為X軸方向，垂直于X軸，自坐標(biāo)原點指向旋翼槳本體后緣反方向為Y 軸，前緣凸形弧線6的幾何方程為：y＝a₁x²，其中：-0.06≤a₁≤-0.04。具體的，前緣凸形弧線的幾何方程為：y＝-0.05x²，單位為毫米。

參照圖5，后緣凹形弧線7的具體形狀為：

定義：前緣凹形弧線6與旋翼槳本體的連接點為坐標(biāo)原點，旋翼槳本體前緣向外方向為X軸方向；垂直于X軸，自坐標(biāo)原點指向旋翼槳本體后緣反方向為Y軸；

后緣凹形弧線7的幾何方程為：y＝a₂x²+b₂x+c₂，其中：-0.003≤a₂≤-0.002， 0.1≤b₂≤0.2，-800≤c₂≤-100。具體的，后緣凹形弧線的幾何方程為：，單位為毫米。

參照圖6，上表面凸形弧面具體的形狀為：

定義：上表面凸形弧面截面曲線8與旋翼槳本體的連接點和下表面凹形弧面截面曲線9與旋翼槳本體連接點的兩點之中心點為坐標(biāo)原點，旋翼槳本體向外方向為X軸方向；垂直于X軸，自坐標(biāo)原點指向旋翼槳本體上表面方向為Z軸。

上表面凸形截面弧線8的幾何方程為：z＝a₃x²+b₃x+c₃，其中： 5≤c₃≤10-0.01≤a₃≤-0.001，0.08≤b₃≤0.5，5≤c₃≤15。具體的，上表面凸形截面弧線8的幾何方程為：z＝-0.005x²+0.2x+9，單位為毫米。

參照圖6，下表面凸形弧面具體的形狀為：

定義：上表面凸形弧面截面曲線8與旋翼槳本體的連接點和下表面凹形弧面截面曲線9與旋翼槳本體連接點的兩點之中心點為坐標(biāo)原點，旋翼槳本體向外方向為X軸方向；垂直于X軸，自坐標(biāo)原點指向旋翼槳本體上表面方向為Z 軸；

下表面凹形截面弧線9的幾何方程為：z＝a₄x²+b₄x+c₄，其中： -0.005≤a₄≤-0.001，0.05≤b₄≤0.3，-15≤c₄≤-5。具體的，下表面凹形截面弧線9 的幾何方程為：z＝-0.00375x²+0.175x-9，單位為毫米。

旋翼槳本體形狀為矩形，槳葉弦長為100毫米，單片槳葉長1300毫米，旋翼轉(zhuǎn)速為1000轉(zhuǎn)/分鐘，起飛重量80千克。基準(zhǔn)旋翼的參數(shù)與其它過渡槳尖外形旋翼以及本實用新型槳尖旋翼的對比數(shù)據(jù)如圖7和圖8所示。具體的，如以下所述：

以實施例數(shù)據(jù)為例，本實施方式通過在可測旋翼拉力和扭矩的旋翼試驗臺架上進(jìn)行試驗，分別進(jìn)行了傳統(tǒng)氣動外形旋翼(矩形平面槳葉)、只尖削后掠槳尖氣動外形旋翼、只下反槳尖氣動外形旋翼以及本實用新型槳尖氣動外形優(yōu)化旋翼(即尖削后掠加下反槳尖氣動外形旋翼)的對比分析，由試驗結(jié)果分析：

懸停狀態(tài)下，對于給定的旋翼拉力系數(shù)，本實施方式槳尖氣動外形優(yōu)化旋翼的扭矩系數(shù)較其他三種氣動外形旋翼達(dá)到最小值，綜合了上述后掠尖削槳尖和下反槳尖氣動外形的各自優(yōu)點。

當(dāng)C_T＝0.008時，本實施方式槳尖氣動外形優(yōu)化旋翼扭矩系數(shù)較比常規(guī)氣動外形旋翼的扭矩系數(shù)降低了約11.2％；

當(dāng)C_T＝0.008時，本實施方式槳尖氣動外形優(yōu)化旋翼扭矩系數(shù)較比常規(guī)氣動外形旋翼的懸停效率提高了約10％。

在本實施方式中，還提供了一種無人直升機(jī)，其包括如權(quán)以上所述的無人直升機(jī)槳葉。

以上結(jié)合具體實施例描述了本實用新型的技術(shù)原理。這些描述只是為了解釋本實用新型的原理，而不能以任何方式解釋為對本實用新型保護(hù)范圍的限制?；诖颂幍慕忉?，本領(lǐng)域的技術(shù)人員不需要付出創(chuàng)造性的勞動即可聯(lián)想到本實用新型的其它具體實施方式，這些方式都將落入本實用新型的保護(hù)范圍之內(nèi)。