本實用新型涉及一種飛行器及其旋翼，特別涉及一種飛行器及其在低升力區(qū)減少安裝角及弦長而在主升力區(qū)增加弦長及加大安裝角的旋翼。

背景技術(shù)：

請參閱圖1及圖2，其表示一種已知的旋翼的前視圖。已知的旋翼100包括一軸心部10以及兩個葉片20，兩個葉片20連接于軸心部10。葉片20的翼型如圖2所示，對于旋翼的設(shè)計而言，每一種旋翼的翼型可以視為無限多的翼型斷面的組合，套用傳統(tǒng)定翼機(jī)型會無法確保最佳化的設(shè)計，因此現(xiàn)今的翼型設(shè)計是將旋翼沿著翼展方向分成多個區(qū)段，對每一區(qū)段進(jìn)行局部翼型設(shè)計，然后將各區(qū)段連接起來而形成完整的翼型。

圖3表示圖2所示的旋翼100的葉片20的一截面，其中葉片20具有一前緣22以及一后緣24，前緣22與后緣24的連線定義為弦線C，弦線C的長度定義為弦長，弦線C與旋翼100的旋轉(zhuǎn)面R之間所形成的角度定義為安裝角A，連接前緣22與后緣24的上方的表面為上表面26，連接前緣22與后緣24的下方的表面為下表面28，上表面26比下表面28具有較大的曲度，因此流經(jīng)上表面26的氣流比流經(jīng)下表面28的氣流具有較大的速度，依照貝努利原理(Bernoulli's principle)，流速較大的氣流具有較低的壓力，流速較小的氣流具有較高的壓力，所以在下表面28處形成氣流高壓力區(qū)，下表面28的氣流壓力比上表面26的氣流壓力大，下表面28與上表面26的壓力差產(chǎn)生升力(推力)。

表1表示市售的旋翼(T-motor 18×6.1)的翼型，在不同翼展位置的安裝角及弦長，其翼型如圖2所示。

表1

目前市售的旋翼的翼型，如表1所示，其中直徑表示旋翼100的總長，半徑表示軸心部10的大體中心點到葉片20的端部的長度，其于低升力區(qū)域(翼展與半徑的比值的百分比翼展20％-37％)的翼型安裝角過大或弦長過長，因而增加風(fēng)阻并增加馬達(dá)功率耗損，而導(dǎo)致效率較差，而且氣流高壓力分布范圍只有部分在高升力區(qū)域(翼展與半徑的比值的百分比70％-100％)的，因而造成升力較低。

本“先前技術(shù)”段落只是用來幫助了解本

技術(shù)實現(xiàn)要素：
，因此在“先前技術(shù)”中所揭露的內(nèi)容可能包含一些沒有構(gòu)成所屬技術(shù)領(lǐng)域中普通技術(shù)人員所知道的公知技術(shù)。此外，在“先前技術(shù)”中所揭露的內(nèi)容并不代表該內(nèi)容或者本實用新型一個或多個實施例所要解決的問題，也不代表在本實用新型申請前已被所屬技術(shù)領(lǐng)域中普通技術(shù)人員所知曉或認(rèn)知。

實用新型內(nèi)容

本實用新型提供一種旋翼，在主升力區(qū)域增加或調(diào)整部分翼型的弦長與安裝角(Pitch Angle)而使旋翼面高壓差區(qū)集中在此主升力區(qū)域，而增加旋翼的升力與效率，即增加旋翼的推力效率。

本實用新型的其他目的和優(yōu)點可以從本實用新型所揭露的技術(shù)特征中得到進(jìn)一步的了解。

為達(dá)上述之一或部分或全部目的或是其他目的，本實用新型所提供的旋翼的一實施例包括軸心部以及至少一個葉片，軸心部沿一轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，葉片連接于軸心部，葉片自軸心部朝一第一方向延伸至一端部，葉片沿第一方向形成前緣以及相對于前緣的后緣，葉片在第一方向上的任一位置沿第二方向具有一截面，第二方向垂直于第一方向，其中葉片在第一方向上的第一位置的截面的弦長具有第一弦長峰值，且葉片在第一方向上的至少一個第二位置的截面的弦長具有第二弦長峰值，第二位置位于第一位置與該端部之間。

本實用新型還提供一種飛行器，其具備本實用新型的旋翼，藉由本實用新型的旋翼具有較低的風(fēng)阻以及較大的升力，可以增加飛行器飛行的速度并減少馬達(dá)的功率損耗。

為達(dá)上述之一或部分或全部目的或是其他目的，本實用新型所提供的飛行器的一實施例包括機(jī)身以及如上所述的旋翼，其中旋翼安裝于機(jī)身。

本實用新型的旋翼在主升力區(qū)增加弦長及安裝角而使翼面高壓差區(qū)集中在主升力區(qū)域，因此可以提高升力與效率。

為讓本實用新型的上述和其他目的、特征和優(yōu)點能更明顯易懂，下文特舉優(yōu)選實施例，并配合附圖，作詳細(xì)說明如下。

附圖說明

圖1為已知的旋翼的示意圖。

圖2為圖1所示的已知的旋翼的葉片的示意圖。

圖3為圖2所示的已知的旋翼的葉片的剖視示意圖。

圖4為兩種已知的旋翼的葉片以電腦模擬與實際測量兩種方式所得到的轉(zhuǎn)速與推力的關(guān)系曲線圖。

圖5為兩種已知的旋翼的葉片以電腦模擬與實際測量兩種方式所得到的推力與推力/功率比的關(guān)系曲線圖。

圖6為本實用新型的旋翼的正視示意圖。

圖7為圖6所示的旋翼的側(cè)視示意圖。

圖8為圖6所示的旋翼的葉片的示意圖。

圖9表示本實用新型的旋翼的氣流高壓力區(qū)與已知的旋翼的氣流高壓力區(qū)的對比。

圖10為本實用新型的旋翼與已知的旋翼以電腦模擬與實際測量兩種方式所得到的推力與效率的關(guān)系曲線圖。

圖11為本實用新型的飛行器的立體示意圖。

具體實施方式

有關(guān)本實用新型的前述及其他技術(shù)內(nèi)容、特點與功效，在以下配合參考附圖的一優(yōu)選實施例的詳細(xì)說明中，將可清楚的呈現(xiàn)。以下實施例中所提到的方向用語，例如：上、下、左、右、前或后等，僅是參考附圖的方向。因此，使用的方向用語是用來說明并非用來限制本實用新型。

本實用新型的旋翼的翼型主要是用軟體來進(jìn)行設(shè)計，主要是著眼在主升力區(qū)的高壓分布范圍及低升力區(qū)的風(fēng)阻損耗。首先要確認(rèn)旋翼的物理參數(shù)在電腦模擬與實際測量所得到的數(shù)據(jù)的誤差在可容許的范圍內(nèi)。

請參閱表2、表3、圖4及圖5，表2為兩種市售的旋翼(Tarot 1855與T-Motor 18×6.1)以電腦模擬與實際測量兩種方式所得到的轉(zhuǎn)速與推力的數(shù)據(jù)，圖4則是以表2的數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)所繪制出的上述兩種已知的旋翼的葉片的轉(zhuǎn)速與推力的關(guān)系曲線圖。表3為兩種市售的旋翼(Tarot 1855與T-Motor18×6.1)以電腦模擬與實際測量兩種方式所得到的推力以及推力功率比的數(shù)據(jù)，圖5則是以表3的數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)所繪制出的上述兩種已知的旋翼的葉片的推力與推力/功率比的關(guān)系曲線圖。

表2

表3

由表2所列的數(shù)據(jù)可知，電腦模擬的推力(升力)值與實際測量的推力(升力)值，其誤差約5％，由表3所列的數(shù)據(jù)可知，電腦模擬的推力/功率比與實際測量的推力/功率比，其誤差約10％。由以上的電腦模擬與實際測量所得的推力值以及推力/功率比的數(shù)據(jù)，可知其誤差在容許的范圍內(nèi)，電腦模擬確實是可行的設(shè)計方式。

請參閱圖6、圖7及圖8，其表示本實用新型的旋翼的一實施例，圖6為本實用新型的旋翼的正視示意圖，圖7為圖6所示的旋翼的側(cè)視示意圖，圖8為圖6所示的旋翼的葉片的示意圖。本實用新型的旋翼200包括軸心部210以及兩個葉片220，軸心部210可沿轉(zhuǎn)軸X旋轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)軸X設(shè)置于軸心部210的中心點，轉(zhuǎn)軸X設(shè)置在旋轉(zhuǎn)馬達(dá)(rotation motor)的大體(substantial)中心點(未顯示)，旋轉(zhuǎn)馬達(dá)帶動兩個葉片220旋轉(zhuǎn)，兩個葉片220連接于軸心部210，并排列成一直線，兩個葉片220對稱于軸心部210設(shè)置，葉片220自軸心部210朝第一方向L1延伸至端部230，葉片220沿第一方向L1形成前緣222以及相對于前緣222的后緣224，葉片220沿第一方向L1上的任一位置在第二方向L2的截面中，前緣222與后緣224的連線定義為弦線，前緣222與后緣224的距離定義為弦長，弦線與旋轉(zhuǎn)平面的夾角定義為安裝角(Pitch angle)，軸心部210至端部230的距離定義為翼長W，弦線、弦長以及安裝角的定義請參閱圖3，第二方向L2垂直于第一方向L1，其中葉片220在第一方向上的第一位置226的弦長具有第一弦長峰值，且葉片220在第一方向L1上的第二位置228的弦長具有第二弦長峰值，第二位置228位于第一位置226與該端部230之間。

雖然在本實施例中是以雙葉片的旋翼做說明，但本實用新型不限于此，葉片220的數(shù)量可以是一個、三個或其他數(shù)量。另外，在其它的實施例中，旋翼200的軸心部210可為雙數(shù)個(未顯示)，分別與雙葉片220相互連結(jié)，再與旋轉(zhuǎn)馬達(dá)(rotation motor)連接而被帶動雙葉片220旋轉(zhuǎn)。

在本實施例中，葉片220在第一方向上的各位置的弦長雖然在第一位置226及第二位置228分別具有第一弦長峰值以及第二弦長峰值，但不限于此，在第一位置226與端部230之間，除了第二位置228具有第二弦長峰值之外，也可以視需要在其他位置形成弦長的峰值。在本實施例中，前緣222與后緣224皆呈波浪狀，前緣222在第一位置226處形成波峰，后緣224則在第一位置226與第二位置228處形成波峰。在本實施例中，第一位置226的第一弦長峰值為沿第一方向L1上的所有位置的弦長的最大值。

更進(jìn)一步說，在本實施例中，第一位置226可以是例如位于自軸心部210起翼長的22％-55％處，而第二位置228可以是例如位于自軸心部210起翼長的70％-100％處。

在本實施例中，請參閱圖7，葉片220在第一方向L1上的第三位置3的安裝角具有第一安裝角峰值，且葉片220在第一方向L1上的第四位置4的安裝角具有第二安裝角峰值，第四位置4位于第三位置3與端部230之間，從葉片220的側(cè)邊可以看出在第三位置3及第四位置4的安裝角分別比鄰近第三位置3及第四位置4兩側(cè)的安裝角大，請對照參閱圖7與圖8，本實施例中，第三位置3與第一位置226重合，第四位置4與第二位置228重合，但不限于此，第三位置3也可以是除了第一位置226之外的其他位置，第四位置4也可以是除了第二位置228之外的其他位置。在本實施例中，第三位置3的第一安裝角峰值為沿第一方向L1上的所有位置的安裝角的最大值。

請參閱圖8，本實施例的旋翼200的葉片220主要例如由六個截面分成七個區(qū)段組合而成，六個截面自軸心部210至端部230依序為第一截面、第二截面、第三截面、第四截面、第五截面以及第六截面，但不限于此，其中第一截面位于第五位置221，其與該軸心部的距離約為50毫米(mm)，其弦長為27.9毫米，安裝角為14-18度，例如安裝角為15.7度，厚度為3.5毫米，第二截面位于第一位置226(在本實施例中，第三位置3與第一位置226重合)，其與該軸心部210的距離為85毫米，其弦長為42.8毫米，安裝角為18-22度，例如安裝角20度，厚度為3.5毫米；第三截面位于第六位置223，其與該軸心部的距離為125毫米，其弦長為40.5毫米，安裝角為11-15度，例如安裝角為12.7度，厚度為2毫米；第四截面位于第七位置225，其與軸心部210的距離為165毫米，其弦長為35.9毫米，安裝角為10度，厚度為2毫米；第五截面位于第二位置228(在本實施例中，第四位置4與第二位置228重合)，其與軸心部210的距離為195毫米，其弦長為38毫米，安裝角約為9-13度，例如安裝角10.6度，厚度為2毫米；第六截面位于第八位置227，其與軸心部210的距離為220毫米，其弦長為20.7毫米，安裝角為10度，厚度為1.5毫米。

表4表示本實用新型的旋翼200在不同翼展位置的安裝角及弦長。

表4

將表4與表1相比較在主升力區(qū)的第四截面至第六截面，本實用新型的旋翼200的葉片220則具有較長的弦長以及較大的安裝角，例如第五截面具有第二弦長峰值以及第二安裝角峰值，這使得氣流高壓力區(qū)域會集中在主升力區(qū)，而提高旋翼的升力。

如圖9表示本實用新型的旋翼200的葉片220的氣流高壓力區(qū)與已知的旋翼100的葉片20的氣流高壓力區(qū)的比較，本實用新型的葉片220的氣流高壓力區(qū)(圖9中以虛線標(biāo)示的區(qū)域)集中在第四截面至第六截面(翼展位置與半徑比值0.72-0.96處)(請對應(yīng)參照圖8及表4)，也就是全部集中在葉片220的主升力區(qū)(翼展位置與半徑比值0.7-1.0處)，而已知的旋翼100的葉片20的氣流高壓力區(qū)(圖9中以虛線標(biāo)示的區(qū)域)則分布在翼展位置與半徑比值0.55-0.96處(請對應(yīng)參照圖2及表1)，所以只有部分分布在主升力區(qū)，如此本實用新型的旋翼200的葉片220的氣流高壓力區(qū)比已知的旋翼100的葉片20還要更集中在主升力區(qū)。

如圖10表示本實用新型的旋翼200與已知的旋翼100以電腦模擬的方式得到的推力與推力功率比的關(guān)系曲線，在推力3000g處，本實用新型的旋翼200的推力/功率比較已知的旋翼100的推力/功率比多了10％，因此本實用新型的旋翼200在得到相同推力的情況下，可以具有較佳的推力/功率比。

如圖11表示，本實用新型的飛行器的立體示意圖。本實用新型的旋翼200可以安裝于一飛行器1的機(jī)身11上，飛行器可以是例如無人機(jī)(Unmanned Aerial Vehicle，UAV)，由于本實用新型的旋翼200具有較大的升力以及較低的風(fēng)阻而得到較低的消耗功率，可以使安裝本實用新型的旋翼200的飛行器較使用已知的旋翼100的飛行器具有較高飛行速度、較大的乘載重量以及更持久的續(xù)航力。

以上所述僅為本實用新型的優(yōu)選實施例而已，不能以此限定本實用新型實施的范圍，凡依本實用新型權(quán)利要求及實用新型內(nèi)容所作的簡單的等效變化與修改，皆仍屬本實用新型專利涵蓋的范圍內(nèi)。另外，本實用新型的任一實施例或權(quán)利要求不須達(dá)成本實用新型所揭露的全部目的或優(yōu)點或特點。此外，摘要和標(biāo)題僅是用來輔助專利文件檢索之用，并非用來限制本實用新型的權(quán)利范圍。此外，本說明書或權(quán)利要求中提及的“第一”、“第二”等用語僅用以命名元件(element)的名稱或區(qū)別不同實施例或范圍，而并非用來限制元件數(shù)量上的上限或下限。

【符號說明】

1：飛行器

3：第三位置

4：第四位置

10、210：軸心部

11：機(jī)身

20、220：葉片

22、222：前緣

24、224：后緣

26：上表面

28：下表面

100、200：旋翼

230：端部

221：第五位置

223：第六位置

225：第七位置

226：第一位置

227：第八位置

228：第二位置

A：安裝角

C：弦線

L1：第一方向

L2：第二方向

R：旋轉(zhuǎn)面

W：翼長X：轉(zhuǎn)軸