[发明专利]一种轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形

说明书

本申请提供了一种轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形，属于直升机气动设计技术领域。所述无人直升机尾桨的桨叶自距离桨叶旋转中心A处起至桨尖的翼型厚度为10%‑14%，所述无人直升机尾桨的桨叶自距离桨叶旋转中心B处起至桨尖的扭转率为X，其中A取0.31R～0.35R，B取0.32R～0.35R，X取‑8.01°/R～‑7.99°/R，R为尾桨的桨叶转动时所形成圆的半径。本申请轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形的设计，能够提高尾桨的拉力能力的同时提升尾桨可用拉力范围段的悬停效率，降低直升机尾桨需用功率，同时具有一定的降噪效果。

技术领域

本发明属于直升机气动设计技术领域，特别涉及一种轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形。

背景技术

尾桨作为单旋翼带尾桨构型直升机特有的反扭矩平衡装置和操纵面，其先进性直接关系到平台的性能和先进性，尤其是抗侧风能力，同时具有很高的可辨识度和很强的技术代表性，已成为直升机研制的关键技术之一，是国内外进行直升机设计技术研究的重点。在尾桨气动方案设计中，考虑其平衡反扭矩的功能，一般主要是基于悬停工况进行设计，同时考虑振动及气动噪声的影响，需在翼型选取及布置、扭转分布及桨尖区域进行重点优化设计，国内前期针对有人直升机经历了测绘仿制、参考设计、自主创新等阶段，但在无人直升机尾桨气动布局方面还有待于创新突破。

发明内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形，满足轻型无人直升机多任务需求的旋翼气动布局方案，具体为所述无人直升机尾桨的桨叶自距离桨叶旋转中心A处起至桨尖的翼型厚度为10%-14%，所述无人直升机尾桨的桨叶自距离桨叶旋转中心B处起至桨尖的扭转率为X，其中A取0.31R～0.35R，B取0.32R～0.35R，X取-8.01°/R～-7.99°/R，R为尾桨的桨叶转动时所形成圆的半径。

根据本申请的至少一个实施方式，所述无人直升机尾桨的桨叶的轮廓自距离桨叶旋转中心C处起以抛物线形式延伸至桨尖，尖削比为1：2，所述C为0.89～0.91R。

根据本申请的至少一个实施方式，所述A为0.333R。

根据本申请的至少一个实施方式，所述B为0.333R。

根据本申请的至少一个实施方式，所述无人直升机尾桨的桨叶自距离桨叶旋转中心A处起至桨尖的翼型厚度为12%。

根据本申请的至少一个实施方式，所述X为-8°/R。

根据本申请的至少一个实施方式，所述无人直升机尾桨的桨叶的基准弦长为0.15R～0.25R，所述基准弦长为从距离桨叶旋转中心A处至B处的桨叶弦长。

根据本申请的至少一个实施方式，所述基准弦长为0.185R。

根据本申请的至少一个实施方式，尾桨的桨叶长度为0.4495±0.01m，基准弦长为0.1±0.001m。

根据本申请的至少一个实施方式，所述C为0.9R。

本申请轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形的设计，能够提高尾桨的拉力能力的同时提升尾桨可用拉力范围段的悬停效率，降低直升机尾桨需用功率，同时具有一定的降噪效果，该尾桨在某型轻型无人直升机上进行了装机应用，同时进行了平原及高原科研试飞，结果表明该尾桨具有良好的平原及高原抗侧风能力。

附图说明

图1是本申请轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形的一优选实施例的尾桨的桨叶结构示意图。

图2是本申请轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形的一优选实施例的尾桨的桨叶弦长设计示意图。

图3是本申请轻型无人直升机尾桨的桨叶气动外形的一优选实施例的尾桨的桨叶扭转率设计示意图。

具体实施方式