CN106275423A - 一种新型无人机旋翼空气动力学结构 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种新型无人机旋翼空气动力学结构，包括旋翼轴和连接在旋翼轴上的桨叶，所述桨叶的前缘为正弦波状结构，所述桨叶的尾缘为等腰直角三角形的锯齿结构，所述桨叶的末端设置有翼尖小翼，翼尖小翼垂直安装在桨叶末端，翼尖安装翼尖小翼，用以阻碍上下表面的空气绕流，降低因翼尖涡造成的诱导阻力，减少绕流对升力的破坏，提高升阻比，达到增加升力的目的，同时，因为采用正弦波的前缘和锯齿状的后缘，采用仿生学设计，空气阻力更小，产生的噪声也更低。本发明的优点在于：桨叶升力高，续航能力强；工作时空气阻力小，噪声低。
Description
技术领域
本发明涉及一种无人机部件，具体涉及一种新型无人机旋翼空气动力学结构。
背景技术
无人驾驶飞机简称“无人机”，英文缩写为“UAV”，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机。从技术角度定义可以分为：无人固定翼机、无人垂直起降机、无人飞艇、无人直升机、无人多旋翼飞行器、无人伞翼机等。无人机按应用领域，可分为军用与民用。军用方面，无人机分为侦察机和靶机。民用方面，无人机+行业应用，是无人机真正的刚需；目前在航拍、农业、植保、自拍、快递运输、灾难救援、观察野生动物、监控传染病、测绘、新闻报道、电力巡检、救灾、影视拍摄、制造浪漫等等领域的应用，大大的拓展了无人机本身的用途，发达国家也在积极扩展行业应用与发展无人机技术。2013年11月，中国民用航空局下发了《民用无人驾驶航空器系统驾驶员管理暂行规定》，由中国AOPA协会负责民用无人机的相关管理。根据《规定》，中国内地无人机操作按照机型大小、飞行空域可分为11种情况，其中仅有116千克以上的无人机和4600立方米以上的飞艇在融合空域飞行由民航局管理，其余情况，包括日渐流行的微型航拍飞行器在内的其他飞行，均由行业协会管理、或由操作手自行负责。
传统的无人机在失控时没有保护装置，容易坠毁，无人机造价较高，坠毁时造成的经济损失较大。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是传统的无人机飞机维持正常的飞行时机翼产生的升力不足，同时机翼产生的噪声较大，目的在于提供一种新型无人机旋翼空气动力学结构，解决无人机机翼升力不足，飞机续航能力受到影响，同时噪声较大的问题。
本发明通过下述技术方案实现：
一种新型无人机旋翼空气动力学结构，包括旋翼轴和连接在旋翼轴上的桨叶，所述桨叶的前缘为正弦波状结构，所述桨叶的尾缘为等腰直角三角形的锯齿结构，所述桨叶的末端设置有翼尖小翼，翼尖小翼垂直安装在桨叶末端。飞机维持正常的飞行时所需的升力是靠机翼的上下表面压力差产生的，由于上下表面压差的存在，翼尖附近机翼下表面的空气会绕流到上表面，形成翼尖涡，致使翼尖附近区域机翼上下表面压差降低，从而导致这一区域产生的升力降低。为了削弱这种绕流现象对升力的影响，很多飞机的翼尖安装翼尖小翼，用以阻碍上下表面的空气绕流，降低因翼尖涡造成的诱导阻力，减少绕流对升力的破坏，提高升阻比，达到增加升力的目的，同时，因为采用正弦波的前缘和锯齿状的后缘，采用仿生学设计，空气阻力更小，产生的噪声也更低。
所述桨叶的前缘的正弦波结构，波长为0.1-0.125倍桨叶的长度，幅值为0.6-0.9倍的波长。采用这种比例设计的前缘空气阻力较小，更加节能，有利于续航。
所述桨叶的尾缘为等腰直角三角形的锯齿结构，三角形弦长为0.02-0.025倍桨叶的长度。用这种比例设计的后缘使空气产生的震动比较小，飞行时噪声较小。
翼尖小翼为后掠翼且向桨叶内侧弯曲，后掠角30-40度，高度为0.2-0.3倍桨叶的长度。用这种比例设计的翼尖小翼稳定性高，可以有效导流，提高桨叶的升力。
本发明与现有技术相比，具有如下的优点和有益效果：
1、一种新型无人机旋翼空气动力学结构，桨叶升力高，续航能力强。
2、一种新型无人机旋翼空气动力学结构，工作时空气阻力小，噪声低。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本申请的一部分，并不构成对本发明实施例的限定。在附图中：
图1为本发明结构俯视示意图；
图2为本发明结构主视示意图；
图3为本发明翼尖小翼侧视示意图；
附图中标记及对应的零部件名称：
1-旋翼轴，2- 前缘，3-后缘，4-翼尖小翼，5-桨叶。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合实施例和附图，对本发明作进一步的详细说明，本发明的示意性实施方式及其说明仅用于解释本发明，并不作为对本发明的限定。
实施例1
如图1至3所示，一种新型无人机旋翼空气动力学结构，包括旋翼轴1和连接在旋翼轴1上的长20cm的桨叶5，所述桨叶5的前缘2为正弦波状结构，波长为0.1倍桨叶5的长度，幅值为0.9倍的波长，所述桨叶的尾缘3为等腰直角三角形的锯齿结构，三角形弦长为0.025倍桨叶5的长度，所述桨叶的末端设置有翼尖小翼4，翼尖小翼4垂直安装在桨叶末端，翼尖小翼4为后掠翼且向桨叶内侧弯曲，后掠角30度，高度为0.2倍桨叶5的长度，根据实验，采用该型桨叶5的旋翼在转速相同时，升力提升了10%，噪声降低了8%。
实施例2
本实施例与实施例1的区别仅在于，波长为0.125倍桨叶5的长度，幅值为0.75倍的波长，三角形的锯齿结构的三角形弦长为0.02倍桨叶5的长度，翼尖小翼4的后掠角为35度，高度为0.225倍桨叶5的长度，根据实验，采用该型桨叶5的旋翼在转速相同时，升力提升了13%，噪声降低了10%。
实施例3
本实施例与实施例1的区别仅在于波长为0.1125倍桨叶5的长度，幅值为0.6倍的波长，三角形的锯齿结构的三角形弦长为0.0225倍桨叶5的长度，翼尖小翼4的后掠角为40度，高度为0.25倍桨叶5的长度，根据实验，采用该型桨叶5的旋翼在转速相同时，升力提升了12%，噪声降低了11%。
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (4)
1.一种新型无人机旋翼空气动力学结构，包括旋翼轴（1）和连接在旋翼轴上的桨叶（5），其特征在于，所述桨叶（5）的前缘（2）为正弦波状结构，所述桨叶的尾缘（3）为等腰直角三角形的锯齿结构，所述桨叶（5）的末端设置有翼尖小翼（4），翼尖小翼（4）垂直安装在桨叶（5）末端。
2.根据权利要求1所述的一种新型无人机旋翼空气动力学结构，其特征在于，所述桨叶（5）的前缘（2）的正弦波结构，波长为0.1-0.125倍桨叶（5）的长度，幅值为0.6-0.9倍的波长。
3.根据权利要求1所述的一种新型无人机旋翼空气动力学结构，其特征在于，所述桨叶的尾缘（3）为等腰直角三角形的锯齿结构，三角形弦长为0.02-0.025倍桨叶（5）的长度。
4.根据权利要求1所述的一种新型无人机旋翼空气动力学结构，其特征在于，翼尖小翼（4）为后掠翼且向桨叶（5）内侧弯曲，后掠角30-40度，高度为0.2-0.3倍桨叶（5）的长度。
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