[發明專利]一種輕型無人直升機尾槳的槳葉氣動外形

有效

• 申請號: 201811355590.4
• 申請日: 2018-11-14
• 公開（公告）號: CN109573016B
• 公開（公告）日: 2021-02-26
• 發明（設計）人: 吳林波;段廣戰;耿美華;韓沖;張鵬;朱璟
• 申請（專利權）人: 中國直升機設計研究所
• 主分類號: B64C27/467
• 分類號: B64C27/467;B64C27/473;B64C27/82
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 何嬌

本申請提供了一種輕型無人直升機尾槳的槳葉氣動外形，屬于直升機氣動設計技術領域。所述無人直升機尾槳的槳葉自距離槳葉旋轉中心A處起至槳尖的翼型厚度為10%?14%，所述無人直升機尾槳的槳葉自距離槳葉旋轉中心B處起至槳尖的扭轉率為X，其中A取0.31R～0.35R，B取0.32R～0.35R，X取?8.01°/R～?7.99°/R，R為尾槳的槳葉轉動時所形成圓的半徑。本申請輕型無人直升機尾槳的槳葉氣動外形的設計，能夠提高尾槳的拉力能力的同時提升尾槳可用拉力范圍段的懸停效率，降低直升機尾槳需用功率，同時具有一定的降噪效果。

技術領域

本發明屬于直升機氣動設計技術領域，特別涉及一種輕型無人直升機尾槳的槳葉氣動外形。

背景技術

尾槳作為單旋翼帶尾槳構型直升機特有的反扭矩平衡裝置和操縱面，其先進性直接關系到平臺的性能和先進性，尤其是抗側風能力，同時具有很高的可辨識度和很強的技術代表性，已成為直升機研制的關鍵技術之一，是國內外進行直升機設計技術研究的重點。在尾槳氣動方案設計中，考慮其平衡反扭矩的功能，一般主要是基于懸停工況進行設計，同時考慮振動及氣動噪聲的影響，需在翼型選取及布置、扭轉分布及槳尖區域進行重點優化設計，國內前期針對有人直升機經歷了測繪仿制、參考設計、自主創新等階段，但在無人直升機尾槳氣動布局方面還有待于創新突破。

發明內容

為了解決上述技術問題至少之一，本申請提供了一種輕型無人直升機尾槳的槳葉氣動外形，滿足輕型無人直升機多任務需求的旋翼氣動布局方案，具體為所述無人直升機尾槳的槳葉自距離槳葉旋轉中心A處起至槳尖的翼型厚度為10%-14%，所述無人直升機尾槳的槳葉自距離槳葉旋轉中心B處起至槳尖的扭轉率為X，其中A取0.31R～0.35R，B取0.32R～0.35R，X取-8.01°/R～-7.99°/R，R為尾槳的槳葉轉動時所形成圓的半徑。

根據本申請的至少一個實施方式，所述無人直升機尾槳的槳葉的輪廓自距離槳葉旋轉中心C處起以拋物線形式延伸至槳尖，尖削比為1：2，所述C為0.89～0.91R。

根據本申請的至少一個實施方式，所述A為0.333R。

根據本申請的至少一個實施方式，所述B為0.333R。

根據本申請的至少一個實施方式，所述無人直升機尾槳的槳葉自距離槳葉旋轉中心A處起至槳尖的翼型厚度為12%。

根據本申請的至少一個實施方式，所述X為-8°/R。

根據本申請的至少一個實施方式，所述無人直升機尾槳的槳葉的基準弦長為0.15R～0.25R，所述基準弦長為從距離槳葉旋轉中心A處至B處的槳葉弦長。

根據本申請的至少一個實施方式，所述基準弦長為0.185R。

根據本申請的至少一個實施方式，尾槳的槳葉長度為0.4495±0.01m，基準弦長為0.1±0.001m。

根據本申請的至少一個實施方式，所述C為0.9R。

本申請輕型無人直升機尾槳的槳葉氣動外形的設計，能夠提高尾槳的拉力能力的同時提升尾槳可用拉力范圍段的懸停效率，降低直升機尾槳需用功率，同時具有一定的降噪效果，該尾槳在某型輕型無人直升機上進行了裝機應用，同時進行了平原及高原科研試飛，結果表明該尾槳具有良好的平原及高原抗側風能力。

附圖說明

圖1是本申請輕型無人直升機尾槳的槳葉氣動外形的一優選實施例的尾槳的槳葉結構示意圖。

圖2是本申請輕型無人直升機尾槳的槳葉氣動外形的一優選實施例的尾槳的槳葉弦長設計示意圖。

圖3是本申請輕型無人直升機尾槳的槳葉氣動外形的一優選實施例的尾槳的槳葉扭轉率設計示意圖。

具體實施方式