高升力高效率的飛機螺旋槳的製作方法

2023-11-10 07:19:12 3

本發明涉及飛機螺旋槳。

背景技術：

螺旋槳是以螺旋槳為動力的飛機的主要動力來源，是飛機的核心結構，儘管航空推進器早已進入噴氣時代，但螺旋槳發動機在低亞音速飛行時具有拉力大、推進效率高、經濟性好的特點，使其在飛機領域尤其是運輸機領域仍有重要地位，現有飛機螺旋槳存在升力不夠強、效率較低的缺點，需要改進。

技術實現要素：

本發明要解決的技術問題在於，提供一種改進的螺旋槳。

本發明解決其技術問題所採用的技術方案是：高升力高效率的飛機螺旋槳，包括槳葉，所述槳葉內端為前掠翼結構，外端為後掠翼結構，槳葉兩端之間的直線長度為L，內端與外端以槳葉0.5L長度處為界，其中，槳葉內端為槳葉的起始端（即0L處），在槳葉內端端面處，槳葉寬度為0.17L，槳葉厚度取值範圍為：0.15 L-0.18L；在槳葉0.14L長度處，槳葉寬度為0.24L，槳葉厚度取值範圍為：0.19L-0.23L；在槳葉0.5L長度處，槳葉寬度為0.36L，槳葉厚度取值範圍為：0.27L-0.38L；在槳葉0.78L長度處，槳葉寬度為0.23L，槳葉厚度取值範圍為：0.17L-0.23L；在槳葉0.94L長度處，槳葉寬度為0.11L，槳葉厚度取值範圍為：0.14L-0.18L；在槳葉外端端面處，槳葉厚度取值範圍為：0.02L-0.06L。

如前所述的高升力高效率的飛機螺旋槳，在槳葉內端端面處槳葉厚度取值為0.17L，在槳葉0.14L長度處槳葉厚度取值為0.21L；在槳葉0.5L長度處槳葉厚度取值為0.3L；在槳葉0.78L長度處槳葉厚度取值為0.2L；在槳葉0.94L長度處槳葉厚度取值為0.16L；在槳葉外端端面處槳葉厚度取值為0.04L。

如前所述的高升力高效率的飛機螺旋槳，所述槳葉橫截面與水平來流所形成的設計攻角具體為，在槳葉內端端面處所述設計攻角值為17度；在槳葉0.14L長度處所述設計攻角值為20.5度；在槳葉0.5L長度處所述設計攻角值為24度；在槳葉0.78L長度處所述設計攻角值為17度；在槳葉0.94L長度處所述設計攻角值為11.3度；在槳葉外端端面處所述設計攻角值為11度。

實施本發明的技術方案，至少具有以下的有益效果：槳葉採用前掠翼、後掠翼結構相結合的方式，中部氣動性能最好的部分比較突前，不受左右流場的幹擾，並且加寬的設計，充分發揮了螺旋槳中部高升阻比的特點，並且內端的前掠翼有利於增加升力，外端的後掠翼設計，有效的減弱了翼梢氣流下洗的影響使得氣動效率提升。

附圖說明

下面將結合附圖及實施例對本發明作進一步說明，附圖中：

圖1為本實用新型示意圖；

圖2為本實用新型槳葉示意圖；

圖3為本實用心想槳葉內端端部橫截面與水平來流的設計攻角示意圖；

圖中標識說明如下：

1、螺旋槳；2、槳葉；20、內端；21、外端；A、設計攻角。

具體實施方式

為了對本發明的技術特徵、目的和效果有更加清楚的理解，現對照附圖詳細說明本發明的具體實施方式。

如圖1-3所示的高升力高效率的飛機螺旋槳1，包括槳葉2，所述槳葉2內端20為前掠翼結構，外端21為後掠翼結構，槳葉2兩端之間（內端20端面至外端21端面）的直線長度為L，內端20與外端21以槳葉20.5L長度處為界，其中，槳葉內端為槳葉的起始端，在槳葉2內端20端面處，槳葉2寬度為0.17L，槳葉2厚度取值範圍為：0.15 L-0.18L；在槳葉20.14L長度處，槳葉2寬度為0.24L，槳葉2厚度取值範圍為：0.19L-0.23L；在槳葉20.5L長度處，槳葉2寬度為0.36L，槳葉2厚度取值範圍為：0.27L-0.38L；在槳葉20.78L長度處，槳葉2寬度為0.23L，槳葉2厚度取值範圍為：0.17L-0.23L；在槳葉20.94L長度處，槳葉2寬度為0.11L，槳葉2厚度取值範圍為：0.14L-0.18L；在槳葉2外端21端面處，槳葉2厚度取值範圍為：0.02L-0.06L。

在一些實施例中，槳葉2厚度的優選值如下：在槳葉2內端20端面處槳葉2厚度取值為0.17L，在槳葉20.14L長度處槳葉2厚度取值為0.21L；在槳葉20.5L長度處槳葉2厚度取值為0.3L；在槳葉20.78L長度處槳葉2厚度取值為0.2L；在槳葉20.94L長度處槳葉2厚度取值為0.16L；在槳葉2外端21端面處槳葉2厚度取值為0.04L。

以坐標軸的方式將槳葉2長度、寬度以及厚度之間涉及參數關係總結如下表：

上表中，坐標原點在槳葉的根部，沿x方向的螺旋槳1的最大長度為L，沿y方向為螺旋槳1的寬度，用螺旋槳1的寬度和槳葉厚度來確定螺旋槳1的外形參數，統一單位是螺旋槳1的最大長度L。

本方案中的螺旋槳1借鑑了飛鏢的外形，0-0.5L處採用前掠翼設計，升力提升了20%左右；在0.5L-L處採用後掠翼設計，有效的減弱了翼梢氣流下洗的影響，使得氣動效率提升了10%左右。中部氣動性能最好的部分比較突前，不受左右流場的幹擾，並且加寬的設計，且整個槳葉2中部厚度值最大，充分發揮了螺旋槳1中部高升阻比的特點。

在一些實施例中，所述槳葉2橫截面與水平來流所形成的設計攻角A具體為，在槳葉2內端20端面處所述設計攻角A值為17度；在槳葉20.14L長度處所述設計攻角A值為20.5度；在槳葉20.5L長度處所述設計攻角A值為24度；在槳葉20.78L長度處所述設計攻角A值為17度；在槳葉20.94L長度處所述設計攻角A值為11.3度；在槳葉2外端21端面處所述設計攻角A值為11度。如圖3所示的為槳葉2內端20端部橫截面所形成的設計攻角A示意圖。

螺旋槳1的截面攻角設計參數如下表所示：

螺旋槳1槳葉2上每一個橫截面都有一個翼型，該翼型弦線與水平來流的夾角定義為設計攻角A，由於槳葉2橫截面的線速度是隨半徑線性增加的，所以螺旋槳1槳葉2每個橫截面都有不同的攻角設計，保證最大的升力和最小的阻力，本方案中，槳葉20.5L處的攻角最大，使得整個螺旋槳1最佳的部位有最佳的升阻比，而在翼尖，由於翼尖效應的影響，攻角必須要小。

以上所述僅為本發明的優選實施例而已，並不用於限制本發明，對於本領域的技術人員來說，本發明可以有各種更改、組合和變化。凡在本發明的精神和原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發明的權利要求範圍之內。