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1、10申请公布号CN104044736A43申请公布日20140917CN104044736A21申请号201410323356922申请日20140708B64C27/467200601B64C27/47320060171申请人天津宏泽天成科技有限公司地址300201天津市河西区隆昌道94号天津科技馆院内72发明人周淑敏赵润泓74专利代理机构天津佳盟知识产权代理有限公司12002代理人侯力54发明名称无人直升机旋翼桨尖57摘要本发明涉及旋翼直升机，进一步涉及无人直升机旋翼桨尖的优化设计。本发明提供一种可有效减小旋翼桨尖阻力、减小悬停及高速行时所需扭矩力、提升无人驾驶旋翼直升机悬停效率、减小无人。
2、直升机飞行油耗的后掠尖削桨尖桨叶形状。无人直升机旋翼桨尖，包括前缘凸形弧线和后缘凹形弧线。本发明相对于现有技术的优点在于悬停状态下，对于给定的拉力系数，新型桨尖气动外形优化旋翼扭矩系数较常规气动外形旋翼的小。51INTCL权利要求书1页说明书2页附图3页19中华人民共和国国家知识产权局12发明专利申请权利要求书1页说明书2页附图3页10申请公布号CN104044736ACN104044736A1/1页21无人直升机旋翼桨尖，其特征在于，包括前缘凸形弧线和后缘凹形弧线。2根据权利要求1所述无人直升机旋翼桨尖，其特征在于，所述前缘凸形弧线和后缘凹形弧线均为抛物线。3根据权利要求2所述无人直升机旋翼。
3、桨尖，定义凸形弧线与其特征在于，所述凸形弧线与旋翼桨本体的连接点为坐标原点，旋翼桨本体前缘向外方向为X轴方向；垂直于X轴，自坐标原点指向旋翼桨本体后缘方向为Y轴；其特征在于，所述前缘凸形弧线的几何方程为YA1X2，其中006A1004。4根据权利要求2所述无人直升机旋翼桨尖，定义凸形弧线与其特征在于，所述凸形弧线与旋翼桨本体的连接点为坐标原点，旋翼桨本体前缘向外方向为X轴方向；垂直于X轴，自坐标原点指向旋翼桨本体后缘方向为Y轴；其特征在于，所述后缘凹形弧线的几何方程为YA1X2B2XC2，其中0003A20002，01B202，100C2800。权利要求书CN104044736A1/2页3无人。
4、直升机旋翼桨尖技术领域0001本发明涉及旋翼直升机，进一步涉及无人直升机旋翼桨尖的优化设计。背景技术0002随着无人机直升机行业的快速发展，无人机直升机的应用领域越来越广泛，而旋翼桨叶承担着无人直升机所需的升力和操纵力，是无人直升机最重要的部件，其气动外形对无人直升机的气动性能和飞行动力学性能有很大影响。无人直升机桨尖相对气流速度高。以旋翼直径为3米的无人直升机为例如果旋翼转速为每分钟1000转，那么它的旋翼翼尖的线速度就达到157米/秒、时速5652公里，因而其气动外形对整架飞机气动性能影响很大，尤其是在高速前飞时，由于相对来流和前行桨叶相对气流相互叠加，使得前行桨叶桨尖处很容易进入激波失速。
5、。0003目前，大多数无人直升机桨叶气动外形如图1常规气动外形旋翼所示，从图1列举的历史上直升机旋翼翼尖演变历史上看，之所以有图1中翼尖形状的演化，主要是因为直升机升力的产生是靠旋翼以主轴为圆心旋转、与空气产生相对运动产生的。旋翼从根部到翼尖的相对气流纵向分布见图6，由图可见由于旋翼的旋转运动叠加上直升机的前飞运动，就会带来以下问题00041局部激波问题0005迎风旋转的前行桨叶由于空气流速的叠加导致产生了局部激波，而局部激波会大大降低旋翼气动效率，从而影响旋翼前向拉力。00062气流分离问题0007顺风旋转的后行桨叶由于空气流速的叠减使其实际空气流速大大降低，为了平衡前行桨叶产生的升力，后行。
6、桨叶将增大迎角，从而导致其表面气流产生分离，这也会大大降低旋翼的气动效率，导致旋翼前向拉力减小。0008因此，亟需进行改进。发明内容0009为解决上述问题，本发明提出一种可有效减小旋翼桨尖阻力、减小悬停及高速飞行时所需扭矩力、提升无人驾驶旋翼直升机悬停效率、减小无人直升机飞行油耗的后掠尖削桨尖桨叶形状。0010无人直升机旋翼桨尖，包括前缘凸形弧线和后缘凹形弧线；0011所述前缘凸形弧线和后缘凹形弧线均为抛物线；0012定义凸形弧线与其特征在于，所述凸形弧线与旋翼桨本体的连接点为坐标原点，旋翼桨本体前缘向外方向为X轴方向；垂直于X轴，自坐标原点指向旋翼桨本体后缘方向为Y轴；0013所述前缘凸形弧。
7、线的几何方程为YA1X2，其中006A1004；0014所述后缘凹形弧线的几何方程为YA1X2B2XC2，其中0003A20002，说明书CN104044736A2/2页401B202，100C2800。0015本发明相对于现有技术的优点在于0016以实施例数据为例，本发明通过在可测旋翼拉力和扭矩的旋翼试验台架上进行的试验，对传统旋翼与本发明旋翼进行试验对比分析结果如图4、图5,由试验结果分析0017悬停状态下，对于给定的拉力系数，新型桨尖气动外形优化旋翼扭矩系数较常规气动外形旋翼的小。0018当CT001时，本发明桨尖气动外形优化旋翼扭矩系数较比常规气动外形旋翼的扭矩系数降低了约105；00。
8、19当CT001时，本发明桨尖气动外形优化旋翼扭矩系数较比常规气动外形旋翼的悬停效率提高了约95。附图说明0020图1为常规直升机旋翼桨尖演变示意图。0021图2为本发明直升机旋翼桨尖外形示意图。0022图3为本发明实施例中直升机旋翼桨尖几何参数；其中，1代表前缘凸形弧线；2代表后缘凹形弧线。0023图4为基准旋翼和本发明实施例中旋翼的拉力扭矩对比曲线；其中，3代表基准旋翼拉力扭矩曲线；4代表本发明实施例中旋翼拉力扭矩曲线。0024图5为基准旋翼和本发明实施例中旋翼的拉力悬停效率FOM对比曲线；其中，5代表基准旋翼拉力悬停效率FOM曲线；6代表本发明实施例中旋翼拉力悬停效率FOM曲线。0025。
9、图6为基准旋翼直升机前飞时旋翼相对气流速度示意图；其中，7代表前飞相对速度；8代表旋转相对速度；9代表相对合速度；10代表旋转方向；11代表反流区。具体实施方式0026无人直升机旋翼桨尖，包括前缘凸形弧线和后缘凹形弧线；0027所述前缘凸形弧线和后缘凹形弧线均为抛物线；0028定义凸形弧线与其特征在于，所述凸形弧线与旋翼桨本体的连接点为坐标原点，旋翼桨本体前缘向外方向为X轴方向；垂直于X轴，自坐标原点指向旋翼桨本体后缘方向为Y轴；0029所述前缘凸形弧线的几何方程为Y005X2；单位为毫米。0030所述后缘凹形弧线的几何方程为Y0025X2015X100；单位为毫米。0031旋翼桨本体形状中间部分除翼尖外为矩形，桨宽为110毫米，单桨长1300毫米，转速1000转/分钟，起飞重量80千克。基准旋翼的参数与采用本发明旋翼桨尖的对比数据如图4图6所示。0032技术方案效果显著。说明书CN104044736A1/3页5图1图2图3说明书附图CN104044736A2/3页6图4说明书附图CN104044736A3/3页7图5图6说明书附图CN104044736A。