螺旋桨和小型多旋翼式无人机的制作方法

本实用新型涉及无人机技术领域，特别涉及一种螺旋桨和小型多旋翼式无人机。

背景技术：

小型多旋翼无人机在航拍市场有相当大的市场需求。而现有的小型多旋翼无人机的螺旋桨通常存在噪音较大以及气动效率较低问题。

技术实现要素：

本实用新型的主要目的是提供一种螺旋桨和小型多旋翼式无人机，旨在降低噪声和提高气动效率。

为实现上述目的，本实用新型提出的一种螺旋桨，用于小型多旋翼式无人机，所述螺旋桨包括桨毂以及均匀连接于所述桨毂周侧的多个桨叶；所述桨叶包括从桨根到桨尖设置的多个截面翼型；

所述桨叶包括迎风的前缘，以及与所述前缘背对的后缘，所述前缘到后缘之间的距离为弦长；

在距离所述螺旋桨转轴中心为所述螺旋桨半径23％处，截面翼型最大弯度为2％±0.4％弦长，最大厚度为16％±3.2％弦长；在距离所述螺旋桨转轴中心为所述螺旋桨半径23％～100％处，横截面翼型最大弯度为3.9％±0.8％弦长，最大厚度为7.3％±1.5％弦长。

可选的，在距离螺旋桨转轴中心为所述螺旋桨半径的[23％,50％,70％, 90％,100％]处的弦长分别为直径的[13.3％±2.4％，10.19％±2.4％，8.25％± 2.4％，7.04％±2.4％，6.46％±2.4％]。

可选的，在距离螺旋桨转轴中心为所述螺旋桨半径的[23％,40％,50％, 60％,70％,80％,90％,95％，100％]处的弦长分别为直径的[13.3％±2.4％，11.6％±2.4％，10.19％±2.4％，9.13％±2.4％，8.25％±2.4％，7.62％±2.4％，7.04％±2.4％，6.75％±2.4％，6.46％±2.4％]。

可选的，所述螺旋桨的直径为206±10毫米；

在距离螺旋桨转轴中心为所述螺旋桨半径的[23％,50％,70％,90％,100％] 处的弦长分别为[27.4±5毫米，21±5毫米，17±5毫米，14.5±5毫米，13.3 ±5毫米]。

可选的，在距离螺旋桨转轴中心为所述螺旋桨半径的[23％,40％,50％, 60％,70％,80％,90％,95％，100％]处的弦长分别为[27.4±5毫米，23.9±5毫米，21±5毫米，18.8±5毫米，17±5毫米，15.7±5毫米，14.5±5毫米， 13.9±5毫米，13.3±5毫米]。

可选的，在距离螺旋桨转轴中心为所述螺旋桨半径的[23％,50％,70％, 90％,100％]的几何扭转角分别为[24.7±2度，18±2度，15.3±2度，12.6±2 度，11.1±2度]。

可选的，在距离螺旋桨转轴中心为所述螺旋桨半径的[23％,40％,50％, 60％,70％,80％,90％,95％，100％]的几何扭转角分别为[24.7±2度，20±2 度，18±2度，16.5±2度，15.3±2度，14.1±2度，12.6±2度，11.9±2度， 11.1±2度]。

可选的，所述前缘与桨尖端面之间设有半径为0.6±0.12毫米的倒角；所述后缘与桨尖端面之间设有半径为3±0.6毫米的倒角。

可选的，所述前缘在沿着螺旋桨转轴轴线方向上呈向外侧凸出的弧形状，所述前缘包括距离螺旋桨转轴中心为所述螺旋桨半径的23％～100％处的后段直线段，以及距离螺旋桨转轴中心为所述螺旋桨半径的0％～23％处的前段弧线段，所述后段直线段和前段弧线段的连接处圆滑倒角形成圆滑过渡段；

所述后缘在沿着螺旋桨转轴轴线方向上呈向外侧凸出的拱形状，所述后缘包括距离螺旋桨转轴中心为所述螺旋桨半径的23％～100％处的后段内凹弧线段，以及距离螺旋桨转轴中心为所述螺旋桨半径的0％～23％处的前段直线段，所述前段直线段和后段内凹弧线段的连接处倒角形成外凸拱起过渡段。

本实用新型还提供了一种小型多旋翼式无人机，所述小型多旋翼式无人机包括如上述的螺旋桨。

本实用新型所提供的螺旋桨，通过对桨叶的外形进行设置，限定其在23％位置的最大弯度和最大厚度，以及在23％～100％处弯度的最大弯度和最大厚度的关系，因此基本上限定了螺旋桨桨叶的径向截面的翼型选取。本实施例中的桨叶在旋转时，能够带来高气动效率和以及低噪声的效果。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本实用新型螺旋桨一实施例的结构示意图；

图2为图1所示螺旋桨的俯视示意图；

图3为图2所示螺旋桨的左视示意图；

图4为图2所示螺旋桨的仰视示意图；

图5为图2在A-A方向上的剖视示意图；

图6为图2在B-B方向上的剖视示意图。

本实用新型目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

需要说明，本实用新型实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本实用新型中涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当人认为这种技术方案的结合不存在，也不在本实用新型要求的保护范围之内。

本实用新型提出一种螺旋桨。

请结合参看图1至图4，在本实用新型实施例中，一种螺旋桨，用于小型多旋翼式无人机。所述螺旋桨包括桨毂100以及均匀连接于所述桨毂100周侧的多个桨叶200。其中，本实施例中以两个桨叶200对称设置于所述桨毂 100两侧；在其他实施例中，也可以是三个或者四个桨叶等等。

所述桨叶200包括从桨根210到桨尖220设置的多个截面翼型。如图5 和图6所示两个截面翼型。即桨叶200从桨根210到桨尖220呈变化状设置。

所述螺旋桨采用圆形桨毂100，桨毂100用于与外部无人机上的电机相连。请参看图1，当螺旋桨100安装在无人机上时，此时桨叶200的上表面为吸力面M1，下表面为压力面M2。吸力面M1上压力低于飞机周围空气压力，压力面M2上压力高于飞机周围空气压力，因此两个面M1和M2的压力差产生了无人机所需的向上的拉力。

所述桨叶200包括迎风的前缘230，以及与所述前缘230背对的后缘240，所述前缘230到后缘240之间的距离为弦长。例如图5中，弦长为XL1；图6 中弦长为XL2。

在距离所述螺旋桨转轴中心110为所述螺旋桨半径23％处，截面翼型最大弯度为2％±0.4％弦长，最大厚度为16％±3.2％弦长。其中，所述截面翼型最大弯度采用的是优选的2％弦长，截面翼型最大弯度可以为在2％弦长基础上增大或减小0.4％弦长范围内任意值，下文所含符号“±”均按此规定。

在距离所述螺旋桨转轴中心110为所述螺旋桨半径23％～100％处，横截面翼型最大弯度为3.9％±0.8％弦长，最大厚度为7.3％±1.5％弦长。其中，弯度为截面翼型中翼剖面曲线(中弧线)距离弦线(翼剖面曲线的起点和终点连线)的最大距离与弦长度的比值。

本实施例中，通过对桨叶的外形进行设置，限定其在23％位置的最大弯度和最大厚度，以及在23％～100％处弯度的最大弯度和最大厚度的关系，因此基本上限定了螺旋桨桨叶的径向截面的翼型选取。本实施例中的桨叶在旋转时，能够带来高气动效率和以及低噪声的效果。

进一步的，本实施例中，在距离螺旋桨转轴中心110为所述螺旋桨半径的[23％,50％,70％,90％,100％]处的弦长分别为直径D的[13.3％±2.4％， 10.19％±2.4％，8.25％±2.4％，7.04％±2.4％，6.46％±2.4％]。

本实施例，通过设置螺旋桨在五个位置处的弦长为上述值，则能够进一步的增强气动效率和以及低噪声的效果。

进一步的，在距离螺旋桨转轴中心110为所述螺旋桨半径的[23％,40％, 50％,60％,70％,80％,90％,95％，100％]处的弦长分别为直径D的[13.3％± 2.4％，11.6％±2.4％，10.19％±2.4％，9.13％±2.4％，8.25％±2.4％，7.62％± 2.4％，7.04％±2.4％，6.75％±2.4％，6.46％±2.4％]。本实施例，通过进一步的设置螺旋桨在十个位置处的弦长为上述值，则能够进一步的增强气动效率和以及低噪声的效果。

具体的，本实施例中，所采用的所述螺旋桨的直径D为206±10毫米。所述螺旋桨采用的是优选的206毫米，螺旋桨直径D可以为在206毫米基础上增大或减小10毫米范围内任意值，下文所含符号“±”均按此规定。

在距离螺旋桨转轴中心110为所述螺旋桨半径的[23％,50％,70％,90％, 100％]处的弦长分别为[27.4±5毫米，21±5毫米，17±5毫米，14.5±5毫米， 13.3±5毫米]。

本实施例中，采用206毫米的螺旋桨，则能够较为匹配小型无人机，以及载重一个相机的情况。达到较高的匹配度。例如图5中，23％位置的弦长为 XL1为27.4毫米；图6中，70％位置的弦长为XL2为17毫米。

进一步的，在距离螺旋桨转轴中心110为所述螺旋桨半径的[23％,40％, 50％,60％,70％,80％,90％,95％，100％]处的弦长分别为[27.4±5毫米，23.9 ±5毫米，21±5毫米，18.8±5毫米，17±5毫米，15.7±5毫米，14.5±5毫米，13.9±5毫米，13.3±5毫米]。

本实施例中，可选的，在距离螺旋桨转轴中心110为所述螺旋桨半径的 [23％,50％,70％,90％,100％]的几何扭转角分别为[24.7±2度，18±2度，15.3 ±2度，12.6±2度，11.1±2度]。

请结合参看图5和图6，其图5中，在径向23％处，几何扭转角α1为24.7 度；图6中，在径向70％处，几何扭转角α2为15.3度。

本实施例中，进一步限定其扭转角度为上述值，则能够达到拉力，扭矩与效率值较为匹配的效果。

进一步的，在距离螺旋桨转轴中心110为所述螺旋桨半径的[23％,40％, 50％,60％,70％,80％,90％,95％，100％]的几何扭转角分别为[24.7±2度，20 ±2度，18±2度，16.5±2度，15.3±2度，14.1±2度，12.6±2度，11.9±2 度，11.1±2度]。

本实施例中，进一步限定其扭转角度为上述值，则能够达到匹配更准确的拉力，扭矩与效率值。

可选的，所述前缘230与桨尖220端面之间设有半径为0.6±0.12毫米的倒角R1；所述后缘240与桨尖220端面之间设有半径为3±0.6毫米的倒角 R2。

本实施例中，通过设置倒角R1和倒角R2能够达到稳定气流以及降低空气噪音的效果。

可选的，所述前缘230在沿着螺旋桨转轴轴线方向上呈向外侧凸出的弧形状，所述前缘230包括距离螺旋桨转轴中心110为所述螺旋桨半径的 23％～100％处的后段直线段231，以及距离螺旋桨转轴中心110为所述螺旋桨半径的0％～23％处的前段弧线段232，所述后段直线段231和前段弧线段232 的连接处圆滑倒角形成圆滑过渡段233。

所述后缘240在沿着螺旋桨转轴轴线方向上呈向外侧凸出的拱形状，所述后缘240包括距离螺旋桨转轴中心110为所述螺旋桨半径的23％～100％处的后段内凹弧线段241，以及距离螺旋桨转轴中心110为所述螺旋桨半径的 0％～23％处的前段直线段242，所述前段直线段242和后段内凹弧线段241的连接处倒角形成外凸拱起过渡段243。

本实施例中，采用上述的形状则能够使得桨叶200能够具有较高的升力，以及足够的结构强度。

根据本实施例所获得的直径为206毫米的桨叶200，并且采用上述的尺寸，则具有设计点拉力约为225克，最大拉力约为480克，螺旋桨设计点效率约为7.5克/瓦。

上述形状数据，根据以下步骤获得：

第一步是设定螺旋桨直径为206毫米，桨叶数为2，螺旋桨设计点拉力为 225克，最大拉力为480克，螺旋桨设计点效率为7.5克/瓦。

第二步是将螺旋桨拉力最优的在螺旋桨径向进行分布，优化目标为螺旋桨输入功率最小。拉力等效为螺旋桨径向各截面出的环量分布。影响环量的因素有螺旋桨弦长分布和翼型升力系数分布。优化的方法为螺旋桨升力线理论，螺旋桨面元法。此步骤得到设计方案一。

第三步是对第二步设计的结果进行数值仿真，求解得到螺旋桨在三维流动中的拉力，扭矩，与效率。同时求得在三维流动中的螺旋桨环量分布。将此环量分布与第二步的升力线理论的环量分布进行对比，调整弦长和攻角，使得两者环量分布基本吻合。此步骤得到设计方案二。

第四步重复迭代第三步，直至数值仿真的环量分布与升力线理论的环量分布更加吻合。此步骤得到设计方案三，也即为最终设计方案。

因此，采用上述形状的螺旋桨能够适应高桨盘载荷的工况，具有高气动效率和低噪声的效果，能够有效增加了多旋翼飞机飞行时间和降低了飞行噪声。

本实用新型还提供了一种小型多旋翼式无人机，所述小型多旋翼式无人机包括螺旋桨，该螺旋桨的具体结构参照上述实施例，由于本小型多旋翼式无人机采用了上述所有实施例的全部技术方案，因此至少具有上述实施例的技术方案所带来的所有有益效果，在此不再一一赘述。

以上所述仅为本实用新型的优选实施例，并非因此限制本实用新型的专利范围，凡是在本实用新型的发明构思下，利用本实用新型说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本实用新型的专利保护范围内。