阅读说明：本技术 一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的旋翼气动外形 (Rotor wing pneumatic appearance suitable for small and medium-sized unmanned tilt rotor wing aircraft ) 是由 招启军 张航 张夏阳 王博 陈希 赵国庆 于 2020-06-19 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的旋翼气动外形,其特征在于,包括：三片桨叶,各所述桨叶均包含从桨根至桨尖分布的第一基础翼型A、第二基础翼型A、第一基础翼型B和第二基础翼型B。本发明能够保证满足该倾转旋翼设计需求的倾转旋翼机在悬停和巡航两种工况中都能表现出较优的气动性能。(The invention relates to a rotor wing aerodynamic shape suitable for a small and medium-sized unmanned tilting rotor wing aircraft, which is characterized by comprising the following components in percentage by weight: the blade comprises three blades, and each blade comprises a first base airfoil A, a second base airfoil A, a first base airfoil B and a second base airfoil B which are distributed from a blade root to a blade tip. The invention can ensure that the tilt rotor aircraft meeting the design requirement of the tilt rotor aircraft can show better aerodynamic performance in hovering and cruising working conditions.)

一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的旋翼气动外形

技术领域

本发明涉及旋翼空气动力学和计算流体力学领域，特别是涉及一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的旋翼气动外形。

背景技术

倾转旋翼机的概念最早由美国贝尔公司提出，通过近50年的技术探索，先后经历了XV-3、XV-15等试验机型的技术验证后，于上世纪90年代成功研制出实用型倾转旋翼机“V-22鱼鹰”，目前服役于美军。而其升级改进机型“V-280勇士”也正处于试飞阶段。倾转旋翼机的出现为美军现代战役的作战方式提供了新思路。

上述国外较成熟的倾转旋翼机在研制时均针对各款飞行器特有的基本设计参数(如最大起飞重量、发动机有效功率、巡航速度等等)开展了专门的旋翼气动外形设计。这些基本设计参数通过各种设计方法具体体现在最终的旋翼气动外形的几何参数上，比如弦长分布、扭转分布、翼型分布、桨叶半径、桨叶片数等等。然而，倾转旋翼机的重要军事意义使得其关键部件(如旋翼)的详细设计方法往往处于保密状态。继而使得现存公开可用的倾转旋翼数量屈指可数。

另一方面，由于航空发动机、机械传动、材料等方面的技术条件与国外存在差异，难以实现对上述关键部件的模仿和改制，也就难以针对国内具体需求定制专门的旋翼。这也是国内倾转旋翼飞行器发展缓慢的一个重要原因。

目前，很少有针对双旋翼式中小型(最大起飞重量小于等于100kg)无人倾转旋翼机专门设计并公开的、具有三片桨叶的旋翼气动外形。

发明内容

本发明的目的是提供一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的旋翼气动外形，既能满足其垂直起降的需求，又能为其高速巡航和大航程提供保障。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的旋翼气动外形，包括：三片桨叶，各所述桨叶均包含从桨根至桨尖分布的第一基础翼型A、第二基础翼型A、第一基础翼型B和第二基础翼型B。

可选的，所述第一基础翼型A设置在所述桨叶0.2R处，所述第一基础翼型A的弦长缩比为165～166mm，所述第一基础翼型A安装角为22～23°，R为桨叶半径。

可选的，所述第二基础翼型A设置在所述桨叶0.8R处，所述第二基础翼型A的弦长缩比为93～94mm，所述第二基础翼型A安装角为-1.7～-1.6°，R为桨叶半径。

可选的，所述第一基础翼型B设置在所述桨叶0.9R处，所述第一基础翼型B的弦长缩比为84～85mm，所述第一基础翼型B安装角为-5.0～-4.0°，R为桨叶半径。

可选的，所述第二基础翼型B设置在所述桨叶1.0R处，所述第二基础翼型B的弦长缩比为77～78mm，所述第二基础翼型B安装角为-7.0～-6.0°，R为桨叶半径。

可选的，所述桨叶的变距轴线设置在距翼型前缘1/4弦线位置处。

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

本发明提供一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的旋翼气动外形，在选取翼型时考虑到了倾转旋翼机的悬停和前飞巡航状态两种不同工况对旋翼提出的不同设计要求，同时也考虑到部分来自桨叶结构的约束，选取了一种较薄的翼型置于桨尖部分，而桨根处则选择了较厚的翼型。两种翼型在较大的迎角范围内均能提供较好的气动性能，从而保证了旋翼在两种工况中都能表现出较优的气动性能。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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他的附图。

图1为本发明适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的旋翼气动外形示意图；

图2为本发明的桨叶翼型布置示意图；

图3为本发明的桨叶剖面示意图；

图4为本发明的单片桨叶示意图；

图5为本发明所采用的基础翼型；

图6为本发明垂直起降阶段下悬停效率随桨距角变化曲线；

图7为本发明前飞时巡航效率随桨距角变化曲线。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是提供一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的旋翼气动外形，既能满足其垂直起降的需求，又能为其高速巡航和大航程提供保障。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

图1为本发明适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的旋翼气动外形示意图。图2为本发明的桨叶翼型布置示意图。图3为本发明的桨叶剖面示意图。图4为本发明的单片桨叶示意图。图5为本发明所采用的基础翼型。

如图1所示，一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的旋翼气动外形包括：三片桨叶，各桨叶均包含从桨根至桨尖分布的第一基础翼型A_1、第二基础翼型A_2、第一基础翼型B_3和第二基础翼型B_4。

桨叶上特征展向位置处的翼型经弦长_5调整后的具体几何参数为：第一基础翼型A_1设置在桨叶0.2R_7处，第一基础翼型A_1的弦长_5缩比为165～166mm，第一基础翼型A_1安装角_11为22～23°，R为桨叶半径。第二基础翼型A_2设置在桨叶0.8R_8处，第二基础翼型A_2的弦长_5缩比为93～94mm，第二基础翼型A_2安装角_11为-1.7～-1.6°。第一基础翼型B_3设置在桨叶0.9R_9处，第一基础翼型B_3的弦长_5缩比为84～85mm，第一基础翼型B_3安装角_11为-5.0～-4.0°。第二基础翼型B_4设置在桨叶1.0R_10处，第二基础翼型B_4的弦长_5缩比为77～78mm，第二基础翼型B_4安装角_11为-7.0～-6.0°。桨叶的变距轴线_6设置在距翼型前缘1/4弦线位置处。

图2和3中，12为桨盘平面，13为旋翼轴，14为桨毂中心，桨叶变距轴线6与旋翼轴13的交点为旋翼的旋转中心，即桨毂中心14。

上述适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的旋翼气动外形，其桨叶沿径向的不同位置r所参照的基础翼型分为两种：0.2R_7～0.8R_8取基础翼型A为参考，0.9R_9～1.0R_10取基础翼型B为参考，其他展向位置r按照下表在对应的基础翼型A、基础翼型B的弦长进行弦长缩比，得到桨叶翼型。本发明提出的一种适合于中小型无人倾转旋翼机的旋翼气动外形，其每片桨叶以除特征展向位置处(0.2R_7,0.8R_8,0.9R_9,1.0R_10)外其他展向位置上的翼型按如表1在对应基础翼型A、B的原有弦长_5上进行弦长_5尺寸缩比即可得到本发明所提出的旋翼气动外形。表1为倾转旋翼桨叶气动外形参数分布，具体如下：

表1倾转旋翼桨叶气动外形参数分布

表2为翼型气动性能要求。基础翼型A、基础翼型B除满足高速翼型外还应满足在表2中马赫数Ma、雷诺数Re、迎角AoA状态下的对应升力系数CL和阻升比，如表2所示：

表2翼型气动性能要求

本发明提出了一种适合于中小型无人倾转旋翼机的旋翼气动外形，由三片桨叶组成，考虑到结构、减阻以及具体工况等因素，选取基础翼型A(相对厚度为17～22％)置于桨根及桨叶内侧等位置，选取基础翼型B(相对厚度为8～10％的)并置于桨尖附近区域。表3为基础翼型外形坐标。具体翼型外形坐标点如下表所示：

表3基础翼型外形坐标

图6为本发明垂直起降阶段下悬停效率随桨距角变化曲线。图7为本发明前飞时巡航效率随桨距角变化曲线。

本发明提出的适用于中小型无人倾转旋翼机的倾转旋翼气动外形既像直升机旋翼一样满足倾转旋翼机的垂直起降需求，也可以像固定翼螺旋桨飞机的螺旋桨一样满足其巡航阶段的大速度、大航程需求。从图7中可看出该副旋翼的较佳工作状态：作为直升机旋翼时的桨距行程范围为11～15°，作为固定翼飞机的推进螺旋桨时，旋翼桨尖速度达马赫数0.6、前进比为0.2下的桨距行程范围为17～21°。

本发明公开了一种适用于中小型无人倾转旋翼飞行器的旋翼气动外形，由三片桨叶组成，适用于双旋翼式、中小型无人倾转旋翼飞行器。该桨叶不同于常规直升机桨叶，也不同于常规螺旋桨。通过在设计方法上兼顾到直升机桨叶和螺旋桨的特点及其所处的工作状态，在两者设计要求相矛盾之处进行适当地折衷考量，以确保满足悬停效率、巡航效率、最大起飞重量等关键设计要求，最终使该气动外形具备了在两种不同飞行状态下为飞行器提供气动拉力的能力，满足中小型无人倾转旋翼飞行器的使用需求。

该旋翼气动外形在倾转旋翼飞行器上的主要工作特点：

当装配了该旋翼的倾转旋翼飞行器处于起飞、降落阶段时，一旦发动机转速、旋翼总距设置等达到旋翼的设计要求，具备该气动外形的旋翼通过旋转与周围空气产生相对运动。由于作用力与反作用力原理，空气对旋翼产生了竖直向上的升力，从而旋翼能够提起整架倾转旋翼飞行器。

当倾转旋翼飞行器具备一定前飞速度并要过渡到前飞模式时，机身上的倾转机构在相应的控制下带动旋翼向前倾转，直至旋翼桨盘平面与地面垂直，此时倾转旋翼机进入巡航模式。在该模式下，该旋翼上的空气作用力对机身产生牵引作用，克服了机身的阻力。由于该旋翼气动外形满足巡航时的气动力要求，为该飞行模式可以避开常规直升机前飞时激波和反流区对前飞速度的限制提供可能，从而能实现比常规直升机高得多的前飞速度。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的装置及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。