一种具有低噪声桨尖构造的小型无人机旋翼

1.本发明涉及无人机旋翼，更具体地说是低噪声小型无人机旋翼。


背景技术：

2.目前，多旋翼无人机除了广泛应用于航拍，也开始在物流、农业等领域逐渐发挥其价值；小型多旋翼无人机因其特有的垂直起降、空中悬停和低速飞行能力，尤其适合在狭小空间的特殊环境下完成任务。但是，多旋翼无人机的气动噪声较大，导致其在一些场合中的应用受到限制。
3.多旋翼无人机的气动噪声主要由旋翼引起，旋翼噪声可分为厚度噪声、载荷噪声和湍流噪声。其中，厚度噪声由旋翼旋转排开空气引起流体位移变化而产生，载荷噪声由旋翼表面非定常力分布引起，湍流噪声则是由旋翼表面附面层流动以及后缘尾迹流动而产生。
4.在旋翼气动噪声频谱中，噪声以音调噪声和宽频噪声的形式表现。音调噪声与旋翼在周围流体中的周期性运动有关，其频率和幅值大小由旋翼转速决定。由于无人机旋翼整体厚度较薄，桨尖马赫数远小于1，音调噪声主要由载荷噪声组成。宽频噪声的形成机理较多，主要包含前缘噪声、后缘噪声以及旋翼-尾流相互作用噪声。宽频噪声峰值幅度虽然没有音调噪声明显，但宽频噪声大范围频率处于人耳听觉敏感域内，因此有很大的降噪需求。
5.为降低旋翼产生的气动噪声，在cn105620727a的专利申请文献中公开了一种低噪声无人机旋翼/螺旋桨，该旋翼桨叶耦合了前缘正弦波状结节、尾缘等腰三角状的锯齿以及翼尖吸力面微阵列膜片结构。此设计能够降低气动噪声，但由于前缘与尾缘特征结构在桨叶分布较多，导致旋翼表面积损失较大，因而无法有效控制升力损失，且翼尖吸力面的微阵列膜片结构复杂，制造繁琐，不易加工。
6.为降低旋翼产生的气动噪声，在cn108163192a的专利申请文献中公开了一种高效低噪旋翼，该旋翼包含下反桨尖和尖削端结构。该设计通过下移叶尖涡位置降低桨-涡干扰，实现低噪效果。但小型无人机旋翼的桨叶小且薄，具有下反桨尖和尖削端的结构特征的旋翼难以加工实现，因此该设计并不适用于小型无人机旋翼，难以广泛应用。


技术实现要素：

7.本发明是为避免上述现有技术所存在的不足，提供一种易于实施的具有低噪声桨尖构造的小型无人机旋翼，以使小型多旋翼无人机在控制较小升力损失的前提下，有效实现宽频降噪，从而能够在更多场合中获得实际应用。
8.本发明为解决技术问题采用如下技术方案：
9.本发明具有低噪声桨尖构造的小型无人机旋翼，所述旋翼是由两个单片桨叶以轮毂为中心对称设置，其特点是：所述桨叶采用波浪形桨尖构造，是指采用以各段相同的弧线段首尾相接形成波浪线型；将所述波浪线型设置在桨尖前缘，形成桨尖前缘的波浪状凸起；
将所述波浪线型设置在桨尖尾缘，形成桨尖尾缘的波浪状锯齿；将所述桨尖的上背面和下背面均设置为脊状背。
10.本发明具有低噪声桨尖构造的小型无人机旋翼的特点也在于：
11.以r表征单片桨叶的叶片全长，以r表示轮毂中心至桨叶任一断面的距离；
12.所述桨尖是指其r值为：0.8≤r/r≤1
13.以l表征桨叶的平均弦长，取桨叶的r/r＝0.75位置处的断面弦长作为平均弦长l，所述弦长是指前缘到后缘的直线距离。
14.本发明具有低噪声桨尖构造的小型无人机旋翼的特点也在于：
15.所述波浪线型是以n段圆弧线段首尾相接形成的圆弧波浪线型；
16.以r＝r位置处的前缘点为坐标原点，以r＝r位置处的前缘点指向r＝0.8r位置处的前缘点方向为x轴正方向，以r＝r位置处的尾缘点指向前缘点方向为y轴正方向，建立坐标系；所述圆弧波浪线型在所述坐标系统中的方程表达式为：
[0017][0018]
在表达式中：
[0019]
以(x，y)表示波浪线型上任一点坐标；
[0020]
以i表示第i段圆弧线段，i为正整数，且i∈[1
′
n]，n取值为8～12；
[0021]
以r
′
表示圆弧半径，圆弧半径r
′
取值为0.075l～0.112l；
[0022]
以l表示桨尖部位长度，且l＝0.2r，
[0023]
以(mi，ni)表示第i段圆弧线段的圆心坐标，且)表示第i段圆弧线段的圆心坐标，且
[0024]
设置圆弧拱高h为：
[0025]
本发明具有波浪形桨尖构造的小型无人机旋翼的特点也在于：在桨尖位置处，即在r＝0.8r至r＝r的位置处，在桨尖前缘的波浪状凸起和桨尖尾缘对应位置上的波浪状锯齿之间进行放样过渡，形成桨尖上背面和桨尖下背面的脊状背，所述脊状背的单条脊宽度为0.2r/n。
[0026]
与已有技术相比，本发明有益效果体现在：
[0027]
1、cfd数值模拟结果表明，当旋翼在6000转/分钟的高转速下运作时，本发明旋翼的宽频噪声得到有效降低，总声压级oaspl可降低约8分贝，满足更多场合的使用。
[0028]
2、cfd数值模拟结果也表明，当旋翼在6000转/分钟的高转速下运作时，本发明旋翼升力可保留98.3％。本发明旋翼的桨叶仅在桨尖位置设计特殊结构，旋翼总体表面积没有过多折损，因此气动效率很大程度得到保留。
[0029]
3、本发明结构明确，易于实现，可广泛应用。
附图说明
[0030]
图1为本发明结构示意图；
[0031]
图2为其它形式桨尖不含特殊结构的旋翼表面压力脉动示意图；
[0032]
图3a为其它形式桨尖不含特殊结构的旋翼旋转尾迹示意图；
[0033]
图3b为本发明旋翼旋转尾迹示意图；
[0034]
图4a为其它形式桨尖不含特殊结构的旋翼桨尖附面层流动示意图；
[0035]
图4b为本发明旋翼桨尖附面层流动示意图；
[0036]
图5a为其它形式桨尖不含特殊结构的旋翼下方涡量发展示意图；
[0037]
图5b为本发明旋翼下方涡量发展示意图；
[0038]
图6为其它形式桨尖不含特殊结构的旋翼与本发明旋翼在6000转/分钟的频谱对比。
[0039]
图中标号：1桨叶，2波浪状凸起，3波浪状锯齿，4脊状背。
具体实施方式
[0040]
以下结合附图对本发明模型设计方案进行说明：
[0041]
参见图1，本实施例中具有低噪声桨尖构造的小型无人机旋翼，其旋翼是由两个单片桨叶1以轮毂为中心对称设置，本实施例中的结构设置为：
[0042]
桨叶采用波浪形桨尖构造，是指采用以各段相同的弧线段首尾相接形成波浪线型；
[0043]
将波浪线型设置在桨尖前缘，形成桨尖前缘的波浪状凸起2；
[0044]
将波浪线型设置在桨尖尾缘，形成桨尖尾缘的波浪状锯齿3；
[0045]
将桨尖的上背面和下背面均设置为脊状背4。
[0046]
本实施例中，以r表征单片桨叶的叶片全长，以r表示轮毂中心至桨叶任一断面的距离；桨尖是指其r值为：0.8≤r/r≤1；以l表征桨叶平均弦长，取桨叶的r/r＝0.75位置处的断面弦长作为平均弦长l，弦长是指前缘到后缘的直线距离。
[0047]
本实施例中，波浪线型是以n段圆弧线段首尾相接形成的圆弧波浪线型；
[0048]
以r＝r位置处的前缘点为坐标原点，以r＝r位置处的前缘点指向r＝0.8r位置处的前缘点方向为x轴正方向，以r＝r位置处的尾缘点指向前缘点方向为y轴正方向，建立坐标系；圆弧波浪线型在坐标系统中的方程表达式为：
[0049][0050]
在表达式中：
[0051]
以(x，y)表示波浪线型上任一点坐标；
[0052]
以i表示第i段圆弧线段，i为正整数，且i∈[1，n]；
[0053]
以r
′
表示圆弧半径；
[0054]
以l表示桨尖部位长度，且l＝0.2r，
[0055]
以(mi，ni)表示第i段圆弧线段的圆心坐标，且)表示第i段圆弧线段的圆心坐标，且
[0056]
设置圆弧拱高h为：
[0057]
参数r
′
、n经过cfd仿真分析优化后的取值范围为：
[0058]
圆弧半径r
′
取值为0.075l～0.112l；圆弧线段数n取值为8～12。
[0059]
本实施例在桨尖位置处，即在r＝0.8r至r＝r的位置处，在桨尖前缘的波浪状凸起2和桨尖尾缘对应位置上的波浪状锯齿3之间进行放样过渡，形成桨尖上背面和桨尖下背面的脊状背4，脊状背4的单条脊宽度为0.2r/n。
[0060]
对其它形式不含桨尖构造的旋翼进行压力脉动分析，如图2所示，在桨叶尾缘附近及0.8≤r/r≤1处有显著的压力脉动，由此可知该处为主要噪声源位置；受猫头鹰静音飞行启发，通过模拟猫头鹰翅膀表面和翅膀前缘、尾缘特殊结构来提高空气流动控制的有效性。考虑到对旋翼气动性能的保留，本发明仅在桨叶0.8≤r/r≤1处采用波浪形桨尖构造，其它位置保持原状。
[0061]
本实施例通过对桨叶采用波浪形桨尖构造，耦合桨尖前缘波浪状凸起2、桨尖尾缘波浪状锯齿3、桨尖表面脊状背4三种特征，并通过cfd数值模拟分析其产生低噪效果的缘由。
[0062]
结合附图说明本发明旋翼低噪的原理如下：
[0063]
三种特征结构在旋翼降噪中所起的作用是不同的：
[0064]
本发明桨尖部分有前缘波浪状凸起2能有效提高顺气流方向涡流的动量，增加附着力，延缓分离，在旋转时减小桨-涡干扰；图3a所示为其它形式桨尖不含特殊结构的旋翼旋转尾迹示意图，图3b所示为本发明旋翼的旋转尾迹示意图。对比图3a和图3b可知，在同一阈值下，图3b旋翼旋转尾迹远小于图3a旋翼旋转尾迹，涡量强度明显降低。
[0065]
本发明桨尖表面的脊状背4在旋翼旋转时影响桨叶附面层流动；图4a为其它形式桨尖不含特殊结构的旋翼桨尖附面层流动示意图，其附面层流动为规则的管状涡流；图4b为本实施例旋翼桨尖附面层流动示意图，其附面层流动为细碎的马蹄形涡旋。对比图4b和图4a可知，本发明的桨尖构造削弱了大尺度涡旋在翼展方向上的相关性，破坏了桨尖段涡旋脱落的周期性特征，涡旋脱落引起的噪声得到降低。
[0066]
本发明桨尖部分尾缘波浪状锯齿3在旋转时改善旋翼下方涡量发展；图5a为其它形式桨尖不含特殊结构的旋翼涡量发展图，图5b为本实施例旋翼涡量发展图。对比图5a和图5b可知，本发明旋翼有效改善旋翼下方的涡量发展，使涡量强度得到降低，耗散更快，从而旋翼辐射噪声得到降低。
[0067]
旋翼在6000转/分钟时的气动声学仿真结果由图6表明，虚线所示是其它形式桨尖不含特殊结构的旋翼在0-20000hz的气动噪声频谱图，实线所示是本发明旋翼在0-20000hz的气动噪声频谱图。本发明旋翼相较于桨尖无特殊结构的旋翼，大幅降低3500-20000hz处宽频噪声，总声压级(oaspl)可降低约8db。
[0068]
经cfd仿真结果证明，采用本发明桨尖波浪构造的旋翼能够有效降低旋翼的气动
噪声，极大提高了小型无人机的静音性能，从而能广泛应用于对噪声有要求的场合。

技术特征：
1.一种具有低噪声桨尖构造的小型无人机旋翼，所述旋翼是由两个单片桨叶(1)以轮毂为中心对称设置，其特征是：所述桨叶(1)采用波浪形桨尖构造，是指采用以各段相同的弧线段首尾相接形成波浪线型；将所述波浪线型设置在桨尖前缘，形成桨尖前缘的波浪状凸起(2)；将所述波浪线型设置在桨尖尾缘，形成桨尖尾缘的波浪状锯齿(3)；将所述桨尖的上背面和下背面均设置为脊状背(4)。2.根据权利要求1所述的具有低噪声桨尖构造的小型无人机旋翼，其特征是：以r表征单片桨叶的叶片全长，以r表示轮毂中心至桨叶任一断面的距离；所述桨尖是指其r值为：0.8≤r/r≤1以l表征桨叶的平均弦长，取桨叶的r/r＝0.75位置处的断面弦长作为平均弦长l，所述弦长是指前缘到后缘的直线距离。3.根据权利要求书1所述的具有低噪声桨尖构造的小型无人机旋翼，其特征是：所述波浪线型是以n段圆弧线段首尾相接形成的圆弧波浪线型；以r＝r位置处的前缘点为坐标原点，以r＝r位置处的前缘点指向r＝0.8r位置处的前缘点方向为x轴正方向，以r＝r位置处的尾缘点指向前缘点方向为y轴正方向，建立坐标系；所述圆弧波浪线型在所述坐标系统中的方程表达式为：在表达式中：以(x，y)表示波浪线型上任一点坐标；以i表示第i段圆弧线段，i为正整数，且i∈[1，n]，n取值为8～12；以r
′
表示圆弧半径，圆弧半径r
′
取值为0.075l～0.112l；以l表示桨尖部位长度，且l＝0.2r，以(m
i
，n
i
)表示第i段圆弧线段的圆心坐标，且设置圆弧拱高h为：4.根据权利要求书1所述的具有波浪形桨尖构造的小型无人机旋翼，其特征是：在桨尖位置处，即在r＝0.8r至r＝r的位置处，在桨尖前缘的波浪状凸起(2)和桨尖尾缘对应位置上的波浪状锯齿(3)之间进行放样过渡，形成桨尖上背面和桨尖下背面的脊状背(4)，所述脊状背(4)的单条脊宽度为0
·
2r/n。

技术总结
本发明公开了一种具有低噪声桨尖构造的小型无人机旋翼，其旋翼是由两个单片桨叶以轮毂为中心对称设置，桨叶采用波浪形桨尖构造，是指采用以各段相同的弧线段首尾相接形成波浪线型；将波浪线型设置在桨尖前缘，形成桨尖前缘的波浪状凸起；将波浪线型设置在桨尖尾缘，形成桨尖尾缘的波浪状锯齿；将桨尖的上背面和下背面均设置为脊状背。本发明有效改善了附面层流体流动以及旋转尾流发展，降低旋翼的气动噪声。气动噪声。气动噪声。


技术研发人员：张小正 王雅洁 毕传兴 张永斌
受保护的技术使用者：合肥工业大学
技术研发日：2023.04.25
技术公布日：2023/6/28