阅读说明：本技术 一种无人机涵道风扇动力系统 (A kind of unmanned plane ducted fan dynamical system ) 是由 陈广强 石磊 豆国辉 闫溟 周伟江 白鹏 于 2019-09-05 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种无人机涵道风扇动力系统,包括头罩、风扇转子、定子、头锥、垫片、电机和尾锥；电机带动风扇高速旋转,风扇吸入空气并对其进行做功,使气流的总压提高和速度增大。空气进入定子后,切除气流的线速度。气流从尾部高速排出获得推力。通过优化叶片参数,总压比≥1.08倍,等熵效率≥85％。本发明系统推重比大、效率高和可靠性高。(The present invention relates to a kind of unmanned plane ducted fan dynamical systems, including head-shield, fan propeller, stator, nose cone, gasket, motor and tail cone；Motor drives fan high speed rotation, and fan sucking air simultaneously does work to it, improves the stagnation pressure of air-flow and increases with speed.After air enters stator, the linear velocity of air-flow is cut off.Air-flow obtains thrust from tail portion high speed discharge.By optimizing blade parameter, overall pressure tatio >=1.08 times, isentropic efficiency >=85%.Present system thrust ratio is big, high-efficient and high reliablity.)

一种无人机涵道风扇动力系统

技术领域

本发明涉及涵道风扇动力技术，特别是涉及一种涵道风扇动力系统，属于涵道风扇动力技术领域。

背景技术

涵道风扇动力系统，依靠锂电源或者直流电源驱动大功率无刷电机，无刷电机带动风扇高速旋转。风扇吸入空气并对其进行做功，使气流的总压提高和速度增大。空气进入定子后，切除气流的线速度。气流从尾部高速排出获得推力。涵道风扇动力系统具有效率高，推重比大和成本低等特点，作为动力系统已经广泛应用于无人机和直升机等领域，对飞行器的性能产生重要的影响。现有无刷电机涵道风扇通常采用直翼叶片设计，效率较低。涵道风扇未进行降噪设计，噪声非常大。因此无法满足更大起飞重量和高品质无人机设计的需求。

涵道风扇的转子、定子叶片的气动外形和降噪设计是涵道风扇动力系统设计的重要关键技术。

叶片的几何造型、叶片数量、涵道直径和转速等参数的优化设计，使其与电机的轴功率相匹配，获得更大的推力和更高的效率是涵道风扇叶片气动设计的主要技术难点。分析风扇进出口的噪声源和压力场，对进出口流道的外形和材料结构进行降噪目标优化设计是风扇气动降噪设计的主要技术难点。因此涵道风扇的气动外形优化和气动降噪设计必须依靠大型计算流体力学数值模拟软件平台和高性能计算机进行数值计算，结合计算流体力学技术、地面试验测试技术、材料技术和制造技术等才能获得性能优异的涵道风扇动力系统。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有涵道风扇动力系统的推力不足，提出了一种大功率涵道风扇动力系统，功率≥45kw，满足马赫数0.0～0.3范围的无人机动力设计需求。

本发明的技术解决方案是：

一种无人机涵道风扇动力系统，包括头罩、风扇转子、定子、头锥、垫片、电机和尾锥；

圆筒状的头罩内同轴安装有风扇转子、头锥和定子；风扇转子和定子连接，头锥固定在风扇转子上且与风扇转子同步转动，尾锥连接在定子后部，电机设置在定子内部，用于驱动风扇转子转动，用于缓冲减震的垫片设置在电机和定子之间；

转子叶片呈扭曲状宽弦掠型的气动外形，转子叶片的弦长沿转子叶片的径向逐渐变大，转子叶片的安装角沿转子叶片的径向逐渐变小；定子叶片呈后掠直翼气动外形，定子叶片的弦长固定，定子叶片的安装角沿定子叶片的径向逐渐变小。

进一步的，还包括呈L形的线罩，其短直臂安装在定子上，长直臂连接在头罩上，且线罩为封闭体，给电机供电的导线从头罩上设置的导线孔依次进入长直臂和短直臂，最终进入电机为电机供电。

进一步的，头罩包括转子头罩部分和定子头罩部分；风扇转子对应转子头罩部分，定子对应定子头罩部分；转子头罩部分的内壁上均匀设置有直径相同、深度相同的盲孔；定子头罩部分的后边缘为60°锯齿状；尾锥表面上均匀分布有多个条状槽。

进一步的，所述转子叶片的数量为3～20个，直径为200～500mm，转子叶片截面翼型厚度与弦长的比值为0.05～0.2，截面翼型弯度与弦长的比值为0.03～0.06。

进一步的，所述转子叶片的数量优选为16个，直径优选为300mm，转子叶片截面翼型厚度与弦长的比值优选为0.15，截面翼型弯度与弦长的比值优选为0.054。

进一步的，转子叶片轴向截面位置的弦长和安装角具体为：

转子叶片轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为0时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为68.3mm和73.3°；

转子叶片轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为0.1R时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为71.2mm和70.2°，其中R为风扇转子的半径；

转子叶片轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为0.2R时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为72.2mm和67.8°；

转子叶片轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为0.3R时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为73.1mm和65.7°；

转子叶片轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为0.4R时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为73.5mm和63.7°；

转子叶片轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为0.5R时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为75.7mm和61°；

转子叶片轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为0.6R时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为79.7mm和59.2°；

转子叶片轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为0.7R时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为84.7mm和57.1；

转子叶片轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为0.8R时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为90.8mm和54.9°；

转子叶片轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为0.9R时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为98.1mm和52.6°；

转子叶片轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为1.0R时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为106.3mm和50.6°。

进一步的，所述定子叶片数量为20～40，定子叶片截面翼型厚度与弦长的比值为0.05～0.2，截面翼型弯度与弦长的比值为0.03～0.06；定子直径为100～200mm。

进一步的，所述定子叶片数量优选为30，定子叶片截面翼型厚度与弦长的比值优选为0.1，截面翼型弯度与弦长的比值为优选为0.05；定子直径优选为171mm。

进一步的，定子叶片轴向截面位置的弦长和安装角具体为：

定子叶片轴向截面与定子中心轴之间的距离为0时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和110°；

定子叶片轴向截面与定子中心轴之间的距离为0.1r时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和109°，其中r为定子的半径；

定子叶片轴向截面与定子中心轴之间的距离为0.2r时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和108°；

定子叶片轴向截面与定子中心轴之间的距离为0.3r时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和107°；

定子叶片轴向截面与定子中心轴之间的距离为0.4r时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和106°；

定子叶片轴向截面与定子中心轴之间的距离为0.5r时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和106°；

定子叶片轴向截面与定子中心轴之间的距离为0.6r时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和105°；

定子叶片轴向截面与定子中心轴之间的距离为0.7r时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和104°；

定子叶片轴向截面与定子中心轴之间的距离为0.8r时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和103°；

定子叶片轴向截面与定子中心轴之间的距离为0.9r时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和102°；

定子叶片轴向截面与定子中心轴之间的距离为1.0r时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和101°。

进一步的，定子叶片的前缘后掠角度为15°～50°，优选为45°。

进一步的，无人机涵道风扇动力系统的总压比≥1.08倍，总温比≥1.02，等熵效率≥85％，气流流量≥6.0kg/s；在风扇转子最大转速9000rpm时，地面最大静推力≥60kg；电机的轴功率大于45kw。

本发明与现有技术相比的优点：

(1)本发明通过采用宽弦掠型风扇、高升力翼型和倾斜定子叶片设计，利用CFD进行计算和优化几何参数获得叶片的气动外形。设计出了在无刷电机轴功率≥45kw的条件下，风扇级总压比和等熵效率均达到最大，获得≥60kg推力的涵道风扇动力系统，等熵效率≥85％。相比现有的电涵道风扇动力系统本发明的推力有很大的提升。

(2)本发明涵道风扇动力系统适用马赫数范围0.0～0.3，可以满足绝大部分低速无人机飞行速度范围，作为无人机的推进动力系统与同轴功率螺旋桨推力相比具有明显的优势。

(3)本发明涵道风扇动力系统采用独特的蜂窝结构和锯齿结构降噪，相对原有的涵道风扇可降低噪声10dB。

附图说明

图1为本发明实施例中涵道风扇动力系统的尺寸示意图之一；

图2为本发明实施例中涵道风扇动力系统的尺寸示意图之二；

图3为本发明实施例中涵道风扇动力系统结构示意图之一；

图4为本发明实施例中涵道风扇动力系统结构示意图之二；

图5为本发明实施例中涵道风扇动力系统结构示意图之三；

图6为本发明实施例中涵道风扇动力系统结构示意图之四；

图7为本发明风扇叶片的截面示意图之一；

图8为本发明风扇叶片的截面示意图之二；

图9为本发明定子叶片的截面示意图之一；

图10为本发明定子叶片的截面示意图之二；

图11为本发明定子叶片的截面示意图之三；

图12为本发明的系统与同功率螺旋桨对比示意图。

具体实施方式

本发明提出一种高效、低噪声和大推力无人机涵道风扇动力系统。利用计算流体力学技术对涵道风扇的叶片的气动外形进行优化设计，获得推力≥60kg，等熵效率≥85％的涵道风扇叶片。并还对风扇进出口的结构进行优化设计，提出了一种蜂窝结构进气道和锯齿结构降噪的尾喷管，以及带槽尾锥方案。本发明的气动噪声相比同类型的产品可降低10dB。

如图1～6所示，本发明提出一种无人机涵道风扇动力系统，包括头罩1、风扇转子2、定子3、头锥4、垫片6、电机7和尾锥10；

圆筒状的头罩1内同轴安装有风扇转子2、头锥4和定子3；风扇转子2和定子3连接，头锥4固定在风扇转子2上且与风扇转子2同步转动，尾锥10连接在定子3后部，电机7设置在定子3内部，用于驱动风扇转子2转动，用于缓冲减震的垫片6设置在电机7和定子3之间；

转子叶片8呈扭曲状宽弦掠型的气动外形，转子叶片8的弦长沿转子叶片8的径向逐渐变大，转子叶片8的安装角沿转子叶片8的径向逐渐变小；定子叶片5呈后掠直翼气动外形，定子叶片5的弦长固定，定子叶片5的安装角沿定子叶片5的径向逐渐变小。

进一步的，本发明动力系统还包括呈L形的线罩9，其短直臂安装在定子3上，长直臂连接在头罩1上，且线罩9为封闭体，给电机7供电的导线从头罩1上设置的导线孔依次进入长直臂和短直臂，最终进入电机7为电机供电。

进一步的，上述头罩1包括转子头罩部分和定子头罩部分；风扇转子2对应转子头罩部分，定子3对应定子头罩部分；转子头罩部分的内壁上均匀设置有直径相同、深度相同的盲孔，蜂窝孔可以降低噪声的低频振动，从降低进气道的噪声；定子头罩部分的后边缘为锯齿状，通过锯齿状外形对喷管尾部大涡脱落进行破碎将其变成碎涡，从而降低尾喷管的噪声；尾锥10表面上均匀分布有多个条状槽，经过优化的条状槽即可以对尾喷管气动整流的作用，还可以对电机进行降温，热量通过条状槽扩散到气流中，同时还减小的尾喷管的气流分离造成推力衰减。

转子叶片的涵道风扇的重要部件，直接决定了整个涵道风扇的推力、效率和压比等性能。风扇叶片的设计非常复杂，需要利用计算辅助建模技术、计算流体力学数值模拟技术和高性能并行计算技术等，经大量选型和数值模拟计算以及反复迭代才能获得满足设计指标的方案。

如图3～6所示，转子叶片8的数量为3～20个，直径为200～500mm，转子叶片8截面翼型厚度与弦长的比值为0.05～0.2，截面翼型弯度与弦长的比值为0.03～0.06。

转子叶片8的数量优选为16个，直径优选为300mm，转子叶片8截面翼型厚度与弦长的比值优选为0.15，截面翼型弯度与弦长的比值优选为0.054。

具体的，将扭曲状的异形转子叶片沿轴向切开，用于更清晰的描述该异形转子叶片的构型，见图7～8所示。

转子叶片8轴向截面位置的弦长和安装角具体为：

转子叶片8轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为0时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为68.3mm和73.3°；

转子叶片8轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为0.1R时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为71.2mm和70.2°，其中R为风扇转子2的半径；

转子叶片8轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为0.2R时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为72.2mm和67.8°；

转子叶片8轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为0.3R时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为73.1mm和65.7°；

转子叶片8轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为0.4R时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为73.5mm和63.7°；

转子叶片8轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为0.5R时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为75.7mm和61°；

转子叶片8轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为0.6R时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为79.7mm和59.2°；

转子叶片8轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为0.7R时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为84.7mm和57.1；

转子叶片8轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为0.8R时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为90.8mm和54.9°；

转子叶片8轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为0.9R时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为98.1mm和52.6°；

转子叶片8轴向截面与风扇转子的转轴之间的距离为1.0R时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为106.3mm和50.6°。

风扇吸入气流后对其做功，使得总压增大1.01～1.1倍，气流速度增大为Ma＝0.3～0.8。气流必须经过定子将其线速度消除，并且确保气流在定子边界层不产生分离的条件下沿水平喷出气流角≤5°，要求总压恢复系数≥0.99。因此定子设计是涵道风扇设计的关键技术之一。

如图9～11所示，定子叶片5数量为20～40，定子叶片5截面翼型厚度与弦长的比值为0.05～0.2，截面翼型弯度与弦长的比值为0.03～0.06；定子3直径为100～200mm。

所述定子叶片5数量优选为30，定子叶片5截面翼型厚度与弦长的比值优选为0.1，截面翼型弯度与弦长的比值为优选为0.05；定子3直径优选为171mm。

具体的，将定子叶片沿轴向切开，用于更清晰的描述该定子叶片的构型，如图9～11所示。

定子叶片5轴向截面位置的弦长和安装角具体为：

定子叶片5轴向截面与定子中心轴之间的距离为0时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和110°；

定子叶片5轴向截面与定子中心轴之间的距离为0.1r时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和109°，其中r为定子3的半径；

定子叶片5轴向截面与定子中心轴之间的距离为0.2r时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和108°；

定子叶片5轴向截面与定子中心轴之间的距离为0.3r时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和107°；

定子叶片5轴向截面与定子中心轴之间的距离为0.4r时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和106°；

定子叶片5轴向截面与定子中心轴之间的距离为0.5r时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和106°；

定子叶片5轴向截面与定子中心轴之间的距离为0.6r时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和105°；

定子叶片5轴向截面与定子中心轴之间的距离为0.7r时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和104°；

定子叶片5轴向截面与定子中心轴之间的距离为0.8r时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和103°；

定子叶片5轴向截面与定子中心轴之间的距离为0.9r时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和102°；

定子叶片5轴向截面与定子中心轴之间的距离为1.0r时，该轴向截面位置的弦长和安装角分别为50mm和101°。

定子叶片5的前缘后掠角度为15°～50°，优选为45°。

本发明的气流角≤5°，气流在定子边界层未出现分离，总压恢复系数≥0.99。

本发明无人机涵道风扇动力系统的总压比≥1.08倍，总温比≥1.02，等熵效率≥85％，气流流量≥6.0kg/s；在风扇转子2最大转速9000rpm时，地面最大静推力≥60kg；电机7的轴功率大于45kw。本发明与相同功率的螺旋桨相比，在Ma≥0.1时，推力具有明显的优势，见图12所示。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。