具有无加载末端区域的螺旋桨和方法与流程

发明领域本公开总体上涉及一种具有低噪声和高效率的螺旋桨。更具体地，本公开涉及一种螺旋桨，该螺旋桨设计有叶片曲率，该叶片曲率在无加载的末端之前会聚到末端区域中，即，产生可忽略的升力。相关技术描述无人飞行器系统在全球范围内的使用正在持续上升。此外，对具有超过300个使用某种形式的电动升力推进的交通工具的evtol飞机重新产生兴趣。两者都广泛使用与电池/马达系统关联的螺旋桨技术。evtol的应用在商业和军事领域都有。如果这些车辆与城市环境中的一般人群共存，则无人机的声级应被解决并降低到可接受的水平。如果可以使uas更安静和更有效，则它们将对社会产生甚至更大的影响。降低操作uas所需的机械功率，同时降低螺旋桨产生的声音是一个挑战。大多数螺旋桨设计程序使用经典的叶片元件动量理论(“bemt”)。使用传统bemt方法设计的螺旋桨设定对应于与螺旋桨的整个翼展上的最大ci/cd相关联的攻角的ci，并调整径向(本文中的“β”或b)角以满足该约束。这得到了针对最小诱导损失设计的螺旋桨，其中螺旋桨叶片的末端产生大部分升力和推力。这些高加载末端条件产生强相干涡流，其是主要流。图1a是螺旋桨的示意性透视现有技术图，其具有螺旋桨叶片的局部横截面视图，示出了在叶片元件动量理论(“bemt”)几何结构中使用的变量。图1b是图1a的螺旋桨叶片的示意性横截面图，示出了附加的bemt变量及其含义。图1c是示出由于叶片围绕轮毂旋转而沿着叶片的切向诱导速度分量的矢量示意性现有技术图。在设计和评价螺旋桨叶片4时，具有作为最大宽度的弦长c的螺旋桨2可以在距旋转中心给定半径r处从螺旋桨叶片的轮毂6到末端8被分成横截的区段14，其中叶片距旋转中心的长度为r。根据定义，r/r的最大比率为1.0。每个区段14的旋转速度是2iinr，其中n是以每秒循环数为单位的螺旋桨旋转速度，并且与距离r成正比地变化，其中对于相同的每秒转数，轮毂附近的区段的速度比末端附近的区段慢得多。这些段中的每一个由以设定的几何形状操作的翼型件构成。在每个子区段处，当螺旋桨以向前速度v移动时，翼型件将基于其相对于相对风的角度操作的攻角(本文中为a或aoa)产生升力和阻力，例如在飞机的情况下。相对风以叶片旋转平面为基准，并且该角度被称为螺旋角φ。螺旋角是由于轴向和旋转速度而由螺旋桨看到的相对速度的角度。当升力和阻力产生受到相对速度的影响时，需要计算每个子区段处的相对速度。然后，可以通过从β角中减去螺旋角来确定每个子区段的翼型件操作的攻角。此外，计算和性能评估包括当螺旋桨叶片旋转时沿着螺旋桨叶片的长度引起的风的切向速度vi。切向速度vi可以表征为矢量分量，例如通过旋转螺旋桨的螺旋角φ的余弦。作用在区段上的升力和阻力分别为d1和dd。变量d1垂直于v和2iinr的向量和起作用，而dd沿着该向量和起作用但与该向量和相反。力dt是叶片元件的实际螺旋桨推力。垂直于dt的力是产生螺旋桨扭矩q(例如以ft-lbs为单位)的力，并且标记为dq/r。公开可用的螺旋桨设计程序将螺旋桨分解成如图1a-1c所示的区段，并基于翼型数据分析每个区段的空气动力学性能。然后，每个区段有助于螺旋桨的整体设计性能。此外，bemt设计过程的一部分是引起的损失的最小化。这些损失是由于螺旋桨旋转引起的进入螺旋桨的诱导速度而发生的。每个螺旋桨部分的设计攻角通常是最大的升力系数/阻力系数比的攻角，最小化阻力同时最大化升力。保持该角度恒定导致由螺旋桨产生的大部分推力由于叶片区段的高旋转/相对速度而在叶片的外部区段中产生。bemt的目的是使轴向和切向感应因子最小化以使这些损耗最小化。切向感应因子取决于叶片区段旋转时的速度。因为速度随着距轮毂的距离增加而增加，所以螺旋桨设计受到挑战以对升力分布进行建模，这是由于速度随着距轮毂的距离增加而增加。相比之下，固定翼理想地没有切向感应因子，因为它不旋转。在飞机的固定翼上，典型的升力分布遵循prandtl的升力线理论，该理论在1921年出版的prandtl l(1921)applications of modern hydrodynamics to aeronautics，naca报告116号(华盛顿特区)2中解释，其导致椭圆升力分布。结果是最小诱导阻力的最佳翼展载荷，这似乎导致给定翼展的最大效率。升力线理论已成为飞机机翼的标准设计工具。虽然该概念是设计概念的说明，但是螺旋桨不像飞机机翼那样具有椭圆形升力分布。然而，螺旋桨必须处理末端涡流和产生的诱导阻力。已经尝试使用末端锥形、扫掠和末端凹口以及其他修改来减少螺旋桨的末端涡流。在1933年，prandtl发表了另一篇论文(prandtl l(1933)liber tragflugelkleinsten induzierten widerstandes.zeitschrift fur flugtecknik undmotorluftschiffahrt，1vi 1933(munchen，deustchland))，表明椭圆分布不是飞机固定翼上升力分布的最佳解决方案。他发现了优异的翼展载荷解决方案，其导致给定结构的最大效率。最近，对于固定翼的替代升力分布已经产生了一些兴趣。bowers报道，对于固定机翼，普朗特分布导致比椭圆分布效率高11％的机翼，但是当与类似的椭圆加载的翼展相比时需要大22％的翼展。bowers，a.h.，murillo，o.j.，eslinger，b.，technology，j。和gelzer，c.，2016，on wings of the minimum induced drag：spanload implications for aircraftand birds”nasa/tp-2016-219072使用该理论来描述鸟如何在不使用垂直尾翼的情况下飞行和操纵，并试图将该概念应用于飞机固定翼，无论飞机是否可以避开垂直尾翼。它充分地描述了固定翼上的诱导阻力和不利的和正向的偏航，如在鸟飞行时可以看到的。有效地，普朗特曲线在翼尖处卸载并减少或消除翼尖涡流，这减少了在翼尖处发现的诱导阻力。bowers等人开发了一种小尺寸飞机固定飞翼，并证明了该理论如何应用于实际飞机。结果证实普朗特曲线更准确地描述了鸟飞行和操纵的方式。作为椭圆形升力轮廓的替代方案的普朗特升力分布实际上不能在螺旋桨上实现，这是由于从轮毂沿着旋转叶片的翼展增加的切向诱导速度。然而，该概念说明了与标准bemt方法的差异，标准bemt方法保持升力系数恒定到末端以努力产生更多升力。在旋转螺旋桨上非常需要减少末端涡流。所需要的是一种考虑到末端涡流的允许高效率但低噪声的旋转螺旋桨设计。

背景技术：

技术实现思路

1、本发明提供了一种旋转螺旋桨设计，其保持高机械效率并降低噪音。经典的螺旋桨设计具有在径向方向上调节的β角，以在叶片的翼展上保持恒定的攻角，以获得最大的升阻比。相反，本发明的螺旋桨设计提供了在末端的端部之前开始的无加载末端区域，其具有可忽略的(如果有的话)正升力，这对于螺旋桨的目的来说是违反直觉的。无加载的末端区域导致噪音的显著降低，同时保持相当高的效率。即使在rpm增加以补偿减小的升力而不需要更长的螺旋桨的情况下，也会发生这种结果。螺旋桨设计在末端附近逐渐减小β角以降低攻角，使得末端附近的升力系数变为零或更小。在至少一些实施例中，本发明的β角沿着距螺旋轮毂的翼展长度在第一位置处偏离标准β角，并且然后随着β角的进一步调节而平滑地倾斜到无加载末端区域中，以形成双断裂(double break)螺旋桨。从叶片卸载正升力的末端区域降低了末端涡流的强度并减小了诱导阻力，从而导致更低的噪声特征和更高的总效率。

2、虽然传统的螺旋桨设计使用叶片元件动量理论(bemt)，其使诱导损失最小化，但是本发明使用螺旋桨设计的方法来使螺旋桨的诱导阻力最小化。这种最小化是通过减小螺旋桨末端的推力载荷来实现的，这与正常的bemt接受的设计标准是违反直觉的。这降低了末端涡流的强度，显著降低了诱导阻力和旋转螺旋桨所需的扭矩。设计最小诱导阻力导致螺旋桨在空气动力学上更有效。较低的末端涡流强度也降低了近场声压级(spl)。

3、本公开提供了一种可旋转螺旋桨，其配置成产生轴向推力，所述可旋转螺旋桨具有与轮毂联接的至少一个叶片，所述叶片具有从螺旋桨的中心到叶片距轮毂的远端处的叶片末端的叶片长度，其中螺旋桨叶片形成有β角，该β角的值朝向叶片末端减小以降低攻角，使得末端之前的升力系数变为零或更小。

4、本公开还提供了一种可旋转螺旋桨叶片，其配置成产生轴向推力，并且在叶片的远端处具有离开旋转轴线的末端，并且配置成在末端的端部之前的无加载末端区域中产生基本上为零或更小的升力。

5、本公开还提供了一种可旋转的螺旋桨叶片，其被配置成联接到螺旋桨的轮毂，所述叶片被配置成产生轴向推力，并且其将β角从更靠近轮毂朝向更靠近末端的较小β角改变，并且在末端的端部之前开始产生具有基本上零升力的无加载末端区域。

6、本公开提供了一种螺旋桨叶片，该螺旋桨叶片被配置成联接到螺旋桨的轮毂，该叶片具有从轮毂的中心到距轮毂的叶片远端处的叶片末端的叶片长度，该螺旋桨叶片包括：被配置成产生升力的加载区域；以及无加载末端区域，该无加载末端区域具有至少为叶片长度的3％的非零长度，并且被配置成对无加载末端区域产生基本上为零或更小的升力系数。

7、本公开还提供了一种减少由螺旋桨产生的涡流的方法，所述螺旋桨具有叶片，所述叶片具有联接到轮毂的末端，所述方法包括：在所述叶片的接近所述轮毂的加载区域中产生正升力；以及避免在叶片的靠近末端的具有非零长度的无加载末端区域中产生正升力。