一種飛機用螺旋槳葉片、螺旋槳及飛機的制作方法
【技術領域】
[0001] 本實用新型涉飛機技術領域，特別是涉及一種飛機用螺旋槳葉片、螺旋槳及飛機。
【背景技術】
[0002] 高高空大氣環境(海拔高度20000m以上），空氣密度及其稀薄。該高度范圍上，長航 時飛行器的推進槳的雷諾數非常小（約15K-20K)，需要中等拉力；低空爬升階段，太陽能飛 行器的推進槳的雷諾數也不高(約90K)，但需要較大拉力。
[0003] 常規槳葉翼型在小雷諾數條件下，氣動性能不穩定，可用升力系數范圍窄，不能較 好適應太陽能飛機推進槳要求的寬升力系數范圍和低雷諾數下穩定氣動性能，導致螺旋槳 拉力與槳葉氣動性能匹配性不好，螺旋槳綜合效率低。
[0004] 因此，希望有一種技術方案來克服或至少減輕現有技術的至少一個上述缺陷。 【實用新型內容】
[0005] 本實用新型的目的在于提供一種飛機用螺旋槳葉片來克服或至少減輕現有技術 的中的至少一個上述缺陷。
[0006] 為實現上述目的，本實用新型提供一種飛機用螺旋槳葉片，所述飛機用螺旋槳葉 片的翼型形狀為:前緣鈍頭，翼型最大相對厚度為9%，最大相對厚度位置位于30%弦長位 置;最大相對彎度為3.3%，所述翼型最大相對彎度位置位于41.2%弦長位置;所述整個翼 型呈飽凸狀。
[0007] 優選地，所述飛機用螺旋槳葉片的弦長沿展向分布特征為:在展長的以飛機用螺 旋槳葉片旋轉時的旋轉中心位置為起點的20%位置處，所述飛機用螺旋槳葉片的弦長為 0.2米，并自該位置處漸增至展長的以飛機用螺旋槳葉片旋轉時的旋轉中心位置為起點的 40%位置處，在所述40%位置處，所述飛機用螺旋槳葉片的弦長為0.25米，并自該位置處漸 縮至展長的以飛機用螺旋槳葉片旋轉時的旋轉中心位置為起點的80%位置處，所述飛機用 螺旋槳葉片的弦長為0.137米，并自該位置處漸縮至展長的以飛機用螺旋槳葉片旋轉時的 旋轉中心位置為起點的100%位置處，在所述100%位置處，所述飛機用螺旋槳葉片的弦長 為0.08米。
[0008] 優選地，所述飛機用螺旋槳葉片的扭轉角的沿展向分布特征為:在展長的以飛機 用螺旋槳葉片旋轉時的旋轉中心位置為起點的40%位置處，所述飛機用螺旋槳葉片的扭轉 角的角度為53度，并自該位置處所述飛機用螺旋槳葉片的扭轉角的角度變小至以飛機用螺 旋槳葉片旋轉時的旋轉中心位置為起點的100%位置處，在所述100%位置處，所述扭轉角 為17度。
[0009] 優選地，所述飛機用螺旋槳葉片的展長為2米。
[0010] 本實用新型還提供了一種螺旋槳，所述螺旋槳包括如上所述的飛機用螺旋槳葉 片，且所述飛機用螺旋槳葉片的數量為2個。
[0011] 本實用新型還提供了一種飛機，所述飛機具有如上所述的螺旋槳。
[0012]本實用新型的飛機用螺旋槳葉片為低雷諾數寬升力系數螺旋槳槳葉翼型，較好適 應了飛機推進槳要求的寬升力系數范圍和低雷諾數下穩定氣動性能。本實用新型的飛機用 螺旋槳葉片具有如下優點：
[0013] 1)該翼型工作馬赫數〇. 05~0.3，雷諾數：15 X 105~1.0 X 106，臨界雷諾數低，氣 動性能穩定；
[0014] 2)該翼型的設計工作升力系數0.25~1.0,工作升力系數范圍寬；
[0015] 3)該翼型在設計升力系數工況下，上表面層流區超過50%弦長，下表面層流區約 占 80%弦長，層流區長，并且層流流動穩定；
[0016] 4)該翼型失速后，流動分離發展緩慢。
【附圖說明】
[0017] 圖1是根據本實用新型第一實施例的飛機用螺旋槳葉片的結構示意圖。
[0018] 附圖標記： Γλγη Ο?

【具體實施方式】
[0020] 為使本實用新型實施的目的、技術方案和優點更加清楚，下面將結合本實用新型 實施例中的附圖，對本實用新型實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始 至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實 施例是本實用新型一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例 是示例性的，旨在用于解釋本實用新型，而不能理解為對本實用新型的限制。基于本實用新 型中的實施例，本領域普通技術人員在沒有作出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施 例，都屬于本實用新型保護的范圍。下面結合附圖對本實用新型的實施例進行詳細說明。
[0021] 在本實用新型的描述中，需要理解的是，術語"中心"、"縱向"、"橫向"、"前"、"后"、 "左"、"右"、"豎直"、"水平"、"頂"、"底" "內"、"外"等指示的方位或位置關系為基于附圖所 示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本實用新型和簡化描述，而不是指示或暗示所指 的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本實用 新型保護??圍的限制。
[0022] 圖1是根據本實用新型第一實施例的飛機用螺旋槳葉片的結構示意圖。
[0023] 如圖1所示的飛機用螺旋槳葉片1的翼型形狀為：前緣鈍頭，翼型最大相對厚度為 9%，最大相對厚度位置位于30%弦長位置;最大相對彎度為3.3%，所述翼型最大相對彎度 位置位于41.2 %弦長位置;所述整個翼型呈飽凸狀。
[0024]參見圖1，在本實施例中，飛機用螺旋槳葉片1的弦長沿展向分布特征為:在展長的 以飛機用螺旋槳葉片旋轉時的旋轉中心位置為起點的20%位置處，飛機用螺旋槳葉片1的 弦長為0.2米，并自該位置處漸增至展長的以飛機用螺旋槳葉片旋轉時的旋轉中心位置為 起點的40%位置處，在40%位置處，飛機用螺旋槳葉片1的弦長為0.25米，并自該位置處漸 縮至展長的以飛機用螺旋槳葉片旋轉時的旋轉中心位置為起點的80%位置處，飛機用螺旋 槳葉片1的弦長為0.137米，并自該位置處漸縮至展長的以飛機用螺旋槳葉片旋轉時的旋轉 中心位置為起點的100 %位置處，在100 %位置處，飛機用螺旋槳葉片的弦長為ο. 08米。
[0025] 在本實施例中，飛機用螺旋槳葉片1的扭轉角的沿展向分布特征為:在展長的以飛 機用螺旋槳葉片旋轉時的旋轉中心位置為起點的40%位置處，飛機用螺旋槳葉片的扭轉角 的角度為53度，并自該位置處飛機用螺旋槳葉片的扭轉角的角度變小至以飛機用螺旋槳葉 片旋轉時的旋轉中心位置為起點的1 〇〇 %位置處，在1 〇〇 %位置處，扭轉角為17度。
[0026] 在本實施例中，飛機用螺旋槳葉片1的展長為2米。
[0027] 可以理解的是，上述的尺寸以及形狀是以比例進行陳述，只是一個典型實施例，而 該飛機用螺旋槳葉片在通過幾何縮放、旋轉、平移、局部修形等方式產生的衍生翼型，均能 夠達到本實用新型的效果，因此，也應當屬于本實用新型的保護范圍。
[0028] 最后需要指出的是：以上實施例僅用以說明本實用新型的技術方案，而非對其限 制。盡管參照前述實施例對本實用新型進行了詳細的說明，本領域的普通技術人員應當理 解:其依然可以對前述各實施例所記載的技術方案進行修改，或者對其中部分技術特征進 行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應技術方案的本質脫離本實用新型各實施例 技術方案的精神和范圍。
【主權項】
1. 一種飛機用螺旋槳葉片，其特征在于，所述飛機用螺旋槳葉片（1)的翼型形狀為：前 緣鈍頭，翼型最大相對厚度為9%，最大相對厚度位置位于30%弦長位置;最大相對彎度為 3.3%，所述翼型最大相對彎度位置位于41.2%弦長位置;所述整個翼型呈飽凸狀。2. 如權利要求1所述的飛機用螺旋槳葉片，其特征在于，所述飛機用螺旋槳葉片（1)的 弦長沿展向分布特征為：在展長的以飛機用螺旋槳葉片旋轉時的旋轉中心位置為起點的 20%位置處，所述飛機用螺旋槳葉片（1)的弦長為0.2米，并自該位置處漸增至展長的以飛 機用螺旋槳葉片旋轉時的旋轉中心位置為起點的40%位置處，在所述40%位置處，所述飛 機用螺旋槳葉片（1)的弦長為0.25米，并自該位置處漸縮至展長的以飛機用螺旋槳葉片旋 轉時的旋轉中心位置為起點的80%位置處，所述飛機用螺旋槳葉片（1)的弦長為0.137米， 并自該位置處漸縮至展長的以飛機用螺旋槳葉片旋轉時的旋轉中心位置為起點的100%位 置處，在所述100%位置處，所述飛機用螺旋槳葉片的弦長為0.08米。3. 如權利要求2所述的飛機用螺旋槳葉片，其特征在于，所述飛機用螺旋槳葉片（1)的 扭轉角的沿展向分布特征為:在展長的以飛機用螺旋槳葉片旋轉時的旋轉中心位置為起點 的40%位置處，所述飛機用螺旋槳葉片的扭轉角的角度為53度，并自該位置處所述飛機用 螺旋槳葉片的扭轉角的角度變小至以飛機用螺旋槳葉片旋轉時的旋轉中心位置為起點的 1〇〇 %位置處，在所述1〇〇 %位置處，所述扭轉角為17度。4. 如權利要求3所述的飛機用螺旋槳葉片，其特征在于，所述飛機用螺旋槳葉片（1)的 展長為2米。5. -種螺旋槳，其特征在于，所述螺旋槳包括如權利要求1至4中任意一項所述的飛機 用螺旋槳葉片（1)，且所述飛機用螺旋槳葉片的數量為2個。6. -種飛機，其特征在于，所述飛機具有如權利要求5所述的螺旋槳。
【專利摘要】本實用新型公開了一種飛機用螺旋槳葉片、螺旋槳及飛機。所述飛機用螺旋槳葉片(1)的翼型形狀為：前緣鈍頭，翼型最大相對厚度為9％，最大相對厚度位置位于30％弦長位置；最大相對彎度為3.3％，所述翼型最大相對彎度位置位于41.2％弦長位置；所述整個翼型呈飽凸狀。本實用新型的飛機用螺旋槳葉片為低雷諾數寬升力系數螺旋槳槳葉翼型，較好適應了飛機推進槳要求的寬升力系數范圍和低雷諾數下穩定氣動性能。
【IPC分類】B64C11/18
【公開號】CN205203371
【申請號】CN201521041099
【發明人】李星輝, 李 權, 李軍府, 張德虎, 蔣漢杰
【申請人】中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所
【公開日】2016年5月4日
【申請日】2015年12月12日