阅读说明：本技术 一种低雷诺数旋翼桨叶 (Low reynolds number rotor blade ) 是由 李尚斌 樊枫 袁明川 黄水林 吴令华 刘平安 江露生 罗骏 于 2019-10-10 设计创作，主要内容包括：本发明属于直升机旋翼桨叶设计,具体涉及一种适用于低雷诺数的旋翼桨叶气动布局方案。本发明低雷诺数旋翼桨叶由桨根、桨叶内侧、桨尖三部分组成,其中,桨叶弦长最大处位于桨叶内侧,且桨叶上方前缘距变距轴线的距离小于桨叶后缘距变距轴线的距离,且桨叶内侧弦长最大处临近桨根,而远离桨尖。本发明低雷诺数旋翼桨叶通过对桨叶结构、形状,特别是其几何外形及参数进行优化设计,从而提高提高其气动性能,以某全机20kg电动四旋翼无人机为例,采用本发明桨叶其悬停时间超过常规四旋翼时间的1倍,有效载荷重量超过常规旋翼载荷重量,因此极大的提高了旋翼飞行器的飞行性能,具有较大的实际应用价值。(The invention belongs to the design of a helicopter rotor blade, and particularly relates to a rotor blade aerodynamic layout scheme suitable for low Reynolds number. The low Reynolds number rotor blade consists of three parts, namely a blade root, an inner side of the blade and a blade tip, wherein the maximum chord length position of the blade is positioned at the inner side of the blade, the distance from the upper front edge of the blade to a variable pitch axis is smaller than the distance from the lower front edge of the blade to the variable pitch axis, and the maximum chord length position of the inner side of the blade is close to the blade root and far away from the blade tip. The low Reynolds number rotor blade improves the aerodynamic performance by optimally designing the structure and the shape of the blade, particularly the geometric appearance and the parameters of the blade, and takes a 20kg electric four-rotor unmanned aerial vehicle as an example, the hovering time of the blade exceeds 1 time of the conventional four-rotor unmanned aerial vehicle, and the effective load weight exceeds the conventional rotor load weight, so the flight performance of a rotor craft is greatly improved, and the low Reynolds number rotor blade has higher practical application value.)

一种低雷诺数旋翼桨叶

技术领域

本发明属于直升机旋翼桨叶设计，具体涉及一种适用于低雷诺数的旋翼桨叶气动布局方案。

背景技术

多旋翼飞行器既可以实现垂直起降又可以在空中定点悬停，并且更容易在空间上实现小型化，使得其被广泛应用于军事领域(如对敌监视、中继通讯、人道主义排雷等)以及民用领域(如自然灾害的损伤评估、电力巡线、交通督查等)。近年来，随着新型材料、传感器、飞行控制等技术的飞速发展，各国高校和许多研究机构对多旋翼飞行器技术进行了大量的研究。国外做出一定成果的高校和科研机构有很多，主要有美国斯坦福大学、日本千叶大学、美国麻省理工大学等；除上述大学及科研机构外，还有法国原子能署等国外一些商业公司也加入了多旋翼飞行器研究行列，如美国的Draganfly公司、德国MicrodroneGbmH公司等。

国内关于四旋翼飞行器的研究起步相对较晚，研究工作主要集中在一些高校和部分航模公司或者航空公司，高校研究前期主要着重于理论研究，比如建模与控制方法的设计与应用等方面，近几年各高校纷纷开始将前期理论研究与工程实践相结合，自行设计四旋翼飞行器的机械结构，研究开发用于实际飞行的控制系统。近几年商用无人机也发展的相当迅速，商用飞控如大疆公司的phantom系列、筋斗云系列，以及北方天途航空技术发展有限公司生产的M系列多旋翼飞行器，大大降低了由飞行器进行航拍的技术成本，占领了大部分的国内市场，具有广泛的应用前景。

然而，现有电动多旋翼飞行器的桨叶气动效率较低，使得普遍电动多旋翼飞行器存在以下问题：

(1).有效载荷小

较为常见的研究成果有效载荷普遍局限于5kg。

(2).航时短

较为常见的研究成果续航时间普遍在20min～30min。

发明内容

本发明的目的：提供一种有效载荷高、气动效率高，适用于长航时、低雷诺数的旋翼桨叶。

本发明的技术方案：一种低雷诺数旋翼桨叶，由桨根、桨叶内侧、桨尖三部分组成，所述桨叶弦长最大处位于桨叶内侧，且桨叶上方前缘距变距轴线的距离小于桨叶后缘距变距轴线的距离，且桨叶内侧弦长最大处临近桨根，而远离桨尖。

所述变距轴线分布分为三段，当相对弦长r/R≤0.18时，变距轴线位于剖面弦线中点处，当相对弦长0.18＜r/R＜0.25时，变距轴线自由过渡，当相对弦长r/R≥0.25时，变距轴线位于剖面翼型弦线四分之一点处，其中，R为桨叶半径，r为桨叶当地半径。

所述弦长分布的函数为：C/C_max＝a1×(r/R)²+a2×(r/R)+a3，C为桨叶当地弦长，C_max桨叶为最大弦长，最大弦长位于0.3r/R处，最小弦长位于1.0r/R处，a1、a2、a3分别为桨叶弦长分布函数二次项系数、一次项系数、常数项，0.3≤r/R≤1.0。

桨叶当地弦长相对桨叶半径C/R范围为0.0285～0.1912。

桨尖处变距轴线上方的桨叶当地弦长小于桨根处位于变距轴线上方的当地弦长。

桨根处的当地弦长相对当地变距轴线成对称分布。

桨叶整体具有正向扭转，其中，桨根扭转角度大于桨尖处的扭转角度。

所述扭转分布的函数为：α/α_max＝b1×(r/R)²+b2×(r/R)+b3，其中，α为当地扭转，α_max为最大扭转，最大扭转位于0.25r/R处，最小扭转位于1.0r/R处，b1、b2、b3分别为桨叶扭转分布函数二次项系数、一次项系数、常数项，0.25≤r/R≤1.0。

桨叶最大扭转范围为10.32°～23.32°。

本发明的有益效果：本发明低雷诺数旋翼桨叶通过对桨叶结构、形状，特别是其几何外形及参数进行优化设计，从而提高其气动性能，以某全机20kg电动四旋翼无人机为例，采用本发明桨叶其悬停时间超过常规四旋翼时间的1倍，有效载荷重量超过常规旋翼载荷重量，因此极大的提高了旋翼飞行器的飞行性能，具有较大的实际应用价值。

附图说明

图1为根据本发明实施例的某翼型升力系数与阻力系数图，横坐标为升力系数，纵坐标为阻力系数；

图2为根据本发明实施例的桨叶平面布局图，变距轴线为y＝0值轴线，横坐标为相对半径，纵坐标为相对弦长y/C_max，C_max为最大弦长；

图3为根据本发明实施例的桨叶弦长分布图，横坐标为相对半径，纵坐标为相对弦长C/C_max，其中C为当地弦长，C_max为最大弦长；

图4为根据本发明实施例的桨叶扭转分布图，横坐标为相对半径，纵坐标为相对扭转α/α_max，其中α为当地扭转，α_max为最大扭转；

图5为根据本发明实施例的拉力系数与扭矩系数图，横坐标为拉力系数，纵坐标为扭矩系数；

图6为根据本发明实施例的旋翼悬停效率图，横坐标为拉力系数，纵坐标为悬停效率。

图7为根据本发明实施例的旋翼桨叶效果图。

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。

本实施方案中，基于某四旋翼电动无人机，设计重量为20kg，R为0.9m，其中，本发明低雷诺数旋翼桨叶气动布局设计包括翼型选择、变距轴线分布、弦长分布、扭转分布。

本发明低雷诺数旋翼桨叶，由桨根、桨叶内侧、桨尖三部分组成，所述桨叶弦长最大处位于桨叶内侧，且桨叶上方前缘距变距轴线的距离小于桨叶后缘距变距轴线的距离，且桨叶内侧弦长最大处临近桨根，而远离桨尖。

如图1所示，给出了该翼型气动特性升力系数和阻力系数关系，在设计升力系数点具有高的升阻比，并且设计升力系数点附近宽范围内能保持高的升阻比。

本发明低雷诺数旋翼桨叶中的变距轴线分布分为三段，沿着桨叶方向，当相对弦长r/R≤0.18时，变距轴线位于剖面弦线中点处，当相对弦长0.18＜r/R＜0.25时，变距轴线自由过渡，当相对弦长r/R≥0.25时，变距轴线位于剖面翼型弦线四分之一点处，图2中y＝0的横坐标即为桨叶变距轴线，r为沿桨叶方向的当地桨叶位置处。采用此三段变距轴线分布能减小桨叶的俯仰力矩，降低操纵载荷，旋翼稳定性更好。

所述弦长分布的函数为：C/C_max＝-1.0×(r/R)²+0.6×(r/R)+0.1，其中0.3≤r/R≤1.0，C_max为最大弦长，具体见图3，最大弦长位于0.3r/R处，最小弦长位于1.0r/R处。从理论上分析，为提供效率，弦长越靠近桨根应越大，考虑现有桨叶加工工艺，将最大弦长位于0.3r/R处，这样保证气动效率较高的同时又能满足桨叶加工工艺。

所述扭转分布的函数为：α/α_max＝-1.0×(r/R)²+0.5×(r/R)+0.9375，其中0.25≤r/R≤1.0，α为当地扭转，α_max为最大扭转，具体见图4，最大扭转位于0.25r/R处，最小扭转位于1.0r/R处，此扭转分布能使整个桨叶环量基本一致，提升桨叶悬停气动效率。

请参阅图7，其是本实施例中，本发明低雷诺数旋翼桨叶设计效果图，经过样机试飞表明，本实施例技术方案效果显著，在全机重量20kg，有效载荷5kg情况下，悬停续航时间约50分钟，力效约20kg/kw，远超同质量常规旋翼桨叶的气动效率和性能。

以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。