CN117208196A - 一种自适应桨叶及飞机 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种自适应桨叶，包括桨叶主体和桨尖机构，桨尖机构能够相对于桨叶主体转动，且桨尖机构包括桨尖主体和能够相对于桨尖主体转动的后缘小翼。当桨尖机构与桨叶主体保持平齐，后缘小翼与桨尖主体保持平齐时，桨叶可作为普通整体式桨叶工作；在飞机进行高速巡航时，可转动桨尖机构使其上翻，改变桨尖涡的发生位置，进而降低桨叶受到的诱导阻力，优化桨叶的气动载荷；在桨尖机构相对于桨叶主体翻转的同时，可调整后缘小翼与桨尖主体的相对角度，从而进一步降低桨叶的气动载荷，还能够利用后缘小翼为桨叶提供偏航力矩。本发明还提供一种飞机，包括机身和上述的自适应桨叶，桨叶主体远离桨尖机构的一端与机身相连。

Description

一种自适应桨叶及飞机

技术领域

本发明涉及飞行器及其周边配套设施技术领域，特别是涉及一种自适应桨叶及飞机。

背景技术

螺旋桨作为无人机及固定翼飞机的动力装置，其气动性能至关重要。然而，一般螺旋桨一般直接装配在飞机上，这使得飞机的螺旋桨之间，螺旋桨与机身之间会发生高强度的气动干扰，如图1所示。同时，当飞机高速飞行时，来流速度会在螺旋桨桨尖产生高强度的桨尖涡，这种桨尖涡会导致螺旋桨的诱导阻力上升，气动性能降低。固定翼机翼上，也会产生类似的问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种自适应桨叶及飞机，以解决上述现有技术存在的问题，优化桨叶气动载荷，提升飞机的气动性能。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：本发明提供一种自适应桨叶，包括：

桨叶主体，所述桨叶主体能够与飞机的机身相连；

桨尖机构，所述桨尖机构可转动地与所述桨叶主体相连，所述桨尖机构位于所述桨叶主体远离所述飞机的机身的一端，所述桨尖机构的转动轴线平行于所述自适应桨叶的前缘和后缘的连线方向；所述桨尖机构包括桨尖主体和后缘小翼，所述后缘小翼可转动地与所述桨尖主体相连，且，所述桨尖主体以及所述后缘小翼沿所述自适应桨叶的前缘至后缘的方向设置，所述后缘小翼的转动轴线平行于所述自适应桨叶的长度方向。

优选地，所述桨尖主体可转动地与所述桨叶主体相连，所述桨尖主体具有与所述后缘小翼相适配的安装位，所述桨尖主体可转动地设置于所述安装位内，所述安装位为U形。

优选地，所述桨叶主体具有连接槽，所述连接槽为U形，所述桨尖主体具有与所述连接槽相适配的连接部，所述连接部为T形，所述连接部伸入所述连接槽内并与所述桨叶主体转动相连。

优选地，所述桨尖主体、所述后缘小翼以及所述桨叶主体的连接处圆滑过渡。

优选地，所述桨尖机构与所述桨叶主体之间、所述后缘小翼与所述桨尖机构之间均设置锁止元件，所述锁止元件能够固定所述桨尖机构与所述桨叶主体的相对位置、所述后缘小翼与所述桨尖机构的相对位置。

优选地，所述桨尖机构与所述桨叶主体之间、所述后缘小翼与所述桨尖机构之间均设置驱动器，所述驱动器能够带动所述桨尖机构、所述后缘小翼转动；

所述驱动器包括压电组件，所述压电组件能够与驱动电源电连接，所述压电组件通电能够产生弯曲变形，以带动所述桨尖机构以及所述后缘小翼转动；通过改变所述驱动电源施加在所述压电组件上的电场参数，以改变所述压电组件变形程度，从而调整所述桨尖机构以及所述后缘小翼的转动角度。

优选地，所述驱动器还包括轴体和尖端，所述压电组件的一端与所述桨叶主体、所述桨尖主体相连，所述压电组件的另一端利用所述轴体与所述尖端连接，所述尖端能够与所述桨尖机构、所述后缘小翼相连。

优选地，所述桨叶主体、所述桨尖主体均具有与所述轴体相适配的滑槽，所述轴体可滑动地设置于所述滑槽内。

优选地，所述压电组件包括多块层叠设置的压电板，所述压电板与所述驱动电源电连接，所述压电板的板面平行于所述桨尖机构、所述后缘小翼的转动轴线；

所述驱动器还包括对称设置于所述压电组件两侧的两辅助组件，每一所述辅助组件均包括多块层叠设置的辅助板，所述辅助板平行于所述压电板设置，所述辅助板的一端与桨叶主体、所述桨尖主体相连，所述辅助板的另一端朝向所述轴体的方向延伸并与所述轴体之间具有一定间距，且沿所述压电组件至所述辅助组件的方向，所述辅助板与所述轴体之间的间距逐渐增大。

本发明还提供一种飞机，包括机身和上述的自适应桨叶，所述桨叶主体远离所述桨尖机构的一端与所述机身相连。

本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：

本发明的自适应桨叶，包括桨叶主体和桨尖机构，桨尖机构能够相对于桨叶主体转动，且桨尖机构包括桨尖主体和能够相对于桨尖主体转动的后缘小翼。当桨尖机构与桨叶主体保持平齐，后缘小翼与桨尖主体保持平齐时，桨叶可作为普通整体式桨叶工作；在飞机进行高速巡航时，可转动桨尖机构使其上翻，改变桨尖涡的发生位置，进而降低桨叶受到的诱导阻力，优化桨叶的气动载荷；在桨尖机构相对于桨叶主体翻转的同时，可调整后缘小翼与桨尖主体的相对角度，从而进一步降低桨叶的气动载荷，还能够利用后缘小翼为桨叶提供偏航力矩。本发明的自适应桨叶，可适应飞机的各种飞行需求，大大提高了桨叶的适应性。

本发明还提供一种飞机，包括机身和上述的自适应桨叶，桨叶主体远离桨尖机构的一端与机身相连，桨叶可作为飞机的螺旋桨或固定翼，提升飞机的气动性能，缓解飞机的振动和噪声问题。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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发明的一些实施例，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获得其他的附图。

图1为现有技术中螺旋桨与机身之间的气动干扰示意图；

图2为本发明实施例中所公开的自适应桨叶的结构示意图；

图3为本发明实施例中所公开的自适应桨叶在基准状态下的主视示意图；

图4为本发明实施例中所公开的自适应桨叶在基准状态下的侧视示意图；

图5为本发明实施例中所公开的自适应桨叶在低阻力状态下的主视示意图；

图6为本发明实施例中所公开的自适应桨叶在低阻力状态下的侧视示意图；

图7为本发明实施例中所公开的自适应桨叶在后缘小翼摆动的气动载荷控制模态的主视示意图；

图8为本发明实施例中所公开的自适应桨叶在后缘小翼摆动的气动载荷控制模态的俯视示意图；

图9为本发明实施例中所公开的自适应桨叶在后缘小翼摆动的气动载荷控制模态的侧视示意图；

图10为本发明实施例中所公开的自适应桨叶在垂翼模态下的结构示意图；

图11为本发明实施例中所公开的自适应桨叶为机身提供偏航转矩的示意图；

图12为本发明实施例中所公开的自适应桨叶的驱动器的结构示意图。

其中，100为自适应桨叶；

1为桨叶主体，2为桨尖主体，201为连接部，3为后缘小翼，4为压电组件，5为辅助组件，6为轴体，7为尖端，8为机身。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是提供一种自适应桨叶及飞机，以解决上述现有技术存在的问题，优化桨叶气动载荷，提升飞机的气动性能。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

本发明提供一种自适应桨叶100，包括桨叶主体1和桨尖机构，其中，桨叶主体1能够与飞机的机身8相连；桨尖机构可转动地与桨叶主体1相连，桨尖机构位于桨叶主体1远离飞机的机身8的一端，桨尖机构的转动轴线平行于自适应桨叶100的前缘和后缘的连线方向；桨尖机构包括桨尖主体2和后缘小翼3，后缘小翼3可转动地与桨尖主体2相连，且，桨尖主体2以及后缘小翼3沿自适应桨叶100的前缘至后缘的方向设置，后缘小翼3的转动轴线平行于自适应桨叶100的长度方向。

本发明的自适应桨叶100，包括桨叶主体1和桨尖机构，详见图2，桨尖机构能够相对于桨叶主体1转动，且桨尖机构包括桨尖主体2和能够相对于桨尖主体2转动的后缘小翼3。当桨尖机构与桨叶主体1保持平齐，后缘小翼3与桨尖主体2保持平齐时，桨叶可作为普通整体式桨叶工作；在飞机进行高速巡航时，可转动桨尖机构使其上翻，改变桨尖涡的发生位置，进而降低桨叶受到的诱导阻力，优化桨叶的气动载荷；在桨尖机构相对于桨叶主体1翻转的同时，可调整后缘小翼3与桨尖主体2的相对角度，从而进一步降低桨叶的气动载荷，还能够利用后缘小翼3为桨叶提供偏航力矩。本发明的自适应桨叶100，可适应飞机的各种飞行需求，大大提高了桨叶的适应性。

具体地，当本发明的自适应桨叶100，用作螺旋桨时，工作状态包括如下四种情况(均以自适应桨叶100作为螺旋桨为例进行说明)：

(1)基准状态下的普通螺旋桨模态

图3和图4所示为基准状态下，为了保证自适应桨叶100气动性能及结构性能的普通螺旋桨模态。此时桨尖机构与桨叶主体1保持平直，后缘小翼3未进行偏移，能够保证自适应桨叶100表面的光滑平整的要求及结构动力学要求。

(2)低阻力状态的桨尖机构上翻模态

图5和图6所示为低阻力状态的桨尖机构上翻模态。当飞机进行高速巡航时，螺旋桨的桨尖涡会产生显著的诱导阻力，为降低该阻力，桨尖机构上翻并固定。此时桨尖涡的位置发生改变，进而降低螺旋桨受到的诱导阻力。

(3)后缘小翼3摆动的气动载荷控制模态

图7-图9所示为后缘小翼3摆动的气动载荷控制模态，后缘小翼3向下摆动能够增强螺旋桨拉力，向上摆动能够降低螺旋桨拉力。当两副螺旋桨之间发生干扰时，自适应桨叶100在该位置载荷降低，此时后缘小翼3向下摆动，增强该位置的载荷；当螺旋桨与机身8发生干扰时，自适应桨叶100在该位置的载荷增大，此时后缘小翼3向上摆动，降低该位置的载荷。通过后缘小翼3摆动，可以使得螺旋桨的载荷稳定在较小范围内，优化飞机的气动性能，降低飞机的振动及噪声问题。

(4)垂翼模态

图10所示为用于增大偏航力矩，降低飞机转弯半径的垂翼模态。此时桨尖机构上翻至与桨叶主体1相垂直的状态，后缘小翼3作为舵面，为螺旋桨提供偏航力矩。图11进一步给出了偏航力矩产生的原理示意图，后缘小翼3作为舵面分别在螺旋桨左右两侧位置产生通向力，进而在飞机重心位置产生偏航力矩，增强飞机在小速度下的小半径转弯能力。

其中，桨尖主体2可转动地与桨叶主体1相连，利用桨尖主体2与桨叶主体1转动相连，实现了桨尖机构相对于桨叶主体1转动的目的，桨尖主体2具有与后缘小翼3相适配的安装位，桨尖主体2可转动地设置于安装位内，安装位为U形，在桨尖主体2上设置安装位，方便后缘小翼3与桨尖主体2转动相连的同时，增强了对后缘小翼3的限位作用。

相应地，桨叶主体1具有连接槽，连接槽为U形，桨尖主体2具有与连接槽相适配的连接部201，连接部201为T形，连接部201伸入连接槽内并与桨叶主体1转动相连，在桨叶主体1设置连接槽，桨尖主体2具有T形的连接部201，方便桨尖主体2与桨叶主体1的转动连接，增强桨尖机构相对于桨叶主体1转动运动的可靠性。

还需要说明的是，桨尖主体2、后缘小翼3以及桨叶主体1的连接处圆滑过渡，进一步提高自适应桨叶100的气动性能。

在本发明的其他具体实施方式中，桨尖机构与桨叶主体1之间、后缘小翼3与桨尖机构之间均设置锁止元件，锁止元件能够固定桨尖机构与桨叶主体1的相对位置、后缘小翼3与桨尖机构的相对位置，在需要固定桨尖机构以及后缘小翼3的位置时，可利用锁止元件锁止桨尖机构和后缘小翼3，避免飞机飞行过程中，桨尖机构和后缘小翼3错位。

另外，桨尖机构与桨叶主体1之间、后缘小翼3与桨尖机构之间均设置驱动器，驱动器能够带动桨尖机构、后缘小翼3转动，利用驱动器驱动桨尖机构和后缘小翼3转动，提高自适应桨叶100的可控程度。在实际应用中，如飞机只需某一种固定模态的自适应桨叶100，可不设置驱动器，调整桨尖机构以及后缘小翼3的偏转角度后固定，满足特定的飞行需要。

在本具体实施方式中，驱动器包括压电组件4，压电组件4能够与驱动电源电连接，压电组件4通电能够产生弯曲变形，以带动桨尖机构以及后缘小翼3转动；通过改变驱动电源施加在压电组件4上的电场参数，以改变压电组件4的变形程度，从而调整桨尖机构以及后缘小翼3的转动角度。设置驱动器能够提高桨尖机构以及后缘小翼3的转动可控程度，在本具体实施方式中，采用通过压电组件4工作的驱动器，在实际应用中，还可以采用微型电机作为驱动器，但是相较于采用微型电机，本具体实施方式采用压电组件4通电产生弯曲变形，从而带动桨尖机构以及后缘小翼3转动的方式，压电组件4的结构质量较小，并采用矩形桨叶的结构，不会改变桨叶前后的重心位置，能够最大程度地降低对自适应桨叶100的性能的影响。此处需要解释说明的是，驱动器连接的驱动电源，可以是飞机的电源，合理选择驱动电源为本领域技术人员的惯用手段，此处不再赘述。

更具体地，驱动器还包括轴体6和尖端7，压电组件4的一端与桨叶主体1、桨尖主体2相连，压电组件4的另一端利用轴体6与尖端7连接，尖端7能够与桨尖主体2、后缘小翼3相连。压电组件4通电后产生弯曲变形，并利用轴体6和尖端7带动桨尖机构、后缘小翼3转动，通过改变向压电组件4所施加的电场参数，能够改变压电组件4的弯曲变形程度，以实现各种转动需求，改变电场参数以使压电组件4的弯曲变形满足桨尖机构、后缘小翼3的转动角度、方向要求，为本领域技术人员的惯用手段，此处不再赘述。

在本发明的其他具体实施方式中，桨叶主体1、桨尖主体2均具有与轴体6相适配的滑槽，轴体6可滑动地设置于滑槽内，在轴体6和尖端7相配合带动桨尖机构、后缘小翼3运动的过程中，利用滑槽限制了轴体6的运动轨迹，提高了轴体6的运动精确度，以进一步提高桨尖主体2以及后缘小翼3的转动可靠性。

在本发明其他可实现的具体实施方式中，压电组件4包括多块层叠设置的压电板，压电板由压电材料制成，压电板与驱动电源电连接，压电板的板面平行于桨尖机构、后缘小翼3的转动轴线；层叠设置多块压电板，提高了压电组件4的结构强度和运动可靠性。

在实际应用中，驱动器还包括对称设置于压电组件4两侧的两辅助组件5，每一辅助组件5均包括多块层叠设置的辅助板，辅助板平行于压电板设置，辅助板的一端与桨叶主体1、桨尖主体2相连，辅助板的另一端朝向轴体6的方向延伸并与轴体6之间具有一定间距，且沿压电组件4至辅助组件5的方向，辅助板与轴体6之间的间距逐渐增大。辅助组件5可选用压电材料或其他材质制成，以支撑压电组件4，或使压电组件4的弯曲变形更加稳定，辅助板靠近轴体6的一端悬空，且辅助板与轴体6之间的间距渐变，在支撑压电组件4的同时，避免影响压电组件4带动轴体6和尖端7运动。

进一步地，本发明还提供一种飞机，包括机身8和上述的自适应桨叶100，桨叶主体1远离桨尖机构的一端与机身8相连，本发明的自适应桨叶100，在飞机低速状态下，能够以常规螺旋桨构型工作，避免气动外形及结构受到破坏；在高速状态下，通过控制桨尖机构上翻避免受到过多引诱阻力影响，并通过后缘小翼3的位置控制载荷的稳定；在飞机转弯盘旋时，后缘小翼3可作为垂直的舵面，形成偏航力矩，降低偏航角。本发明的自适应桨叶100具有更强的鲁棒性，控制桨尖机构上翻，以达到控制桨尖诱导阻力的目的，同时，可以控制后缘小翼3的摆动方向，降低干扰引起的载荷波动，极大地提升了飞机的气动性能。

本发明中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (10)

1.一种自适应桨叶，其特征在于，包括：

桨叶主体，所述桨叶主体能够与飞机的机身相连；

桨尖机构，所述桨尖机构可转动地与所述桨叶主体相连，所述桨尖机构位于所述桨叶主体远离所述飞机的机身的一端，所述桨尖机构的转动轴线平行于所述自适应桨叶的前缘和后缘的连线方向；所述桨尖机构包括桨尖主体和后缘小翼，所述后缘小翼可转动地与所述桨尖主体相连，且，所述桨尖主体以及所述后缘小翼沿所述自适应桨叶的前缘至后缘的方向设置，所述后缘小翼的转动轴线平行于所述自适应桨叶的长度方向。

2.根据权利要求1所述的自适应桨叶，其特征在于：所述桨尖主体可转动地与所述桨叶主体相连，所述桨尖主体具有与所述后缘小翼相适配的安装位，所述桨尖主体可转动地设置于所述安装位内，所述安装位为U形。

3.根据权利要求2所述的自适应桨叶，其特征在于：所述桨叶主体具有连接槽，所述连接槽为U形，所述桨尖主体具有与所述连接槽相适配的连接部，所述连接部为T形，所述连接部伸入所述连接槽内并与所述桨叶主体转动相连。

4.根据权利要求2所述的自适应桨叶，其特征在于：所述桨尖主体、所述后缘小翼以及所述桨叶主体的连接处圆滑过渡。

5.根据权利要求1-4任一项所述的自适应桨叶，其特征在于：所述桨尖机构与所述桨叶主体之间、所述后缘小翼与所述桨尖机构之间均设置锁止元件，所述锁止元件能够固定所述桨尖机构与所述桨叶主体的相对位置、所述后缘小翼与所述桨尖机构的相对位置。

6.根据权利要求1-4任一项所述的自适应桨叶，其特征在于：所述桨尖机构与所述桨叶主体之间、所述后缘小翼与所述桨尖机构之间均设置驱动器，所述驱动器能够带动所述桨尖机构、所述后缘小翼转动；

所述驱动器包括压电组件，所述压电组件能够与驱动电源电连接，所述压电组件通电能够产生弯曲变形，以带动所述桨尖机构以及所述后缘小翼转动；通过改变所述驱动电源施加在所述压电组件上的电场参数，以改变所述压电组件变形程度，从而调整所述桨尖机构以及所述后缘小翼的转动角度。

7.根据权利要求6所述的自适应桨叶，其特征在于：所述驱动器还包括轴体和尖端，所述压电组件的一端与所述桨叶主体、所述桨尖主体相连，所述压电组件的另一端利用所述轴体与所述尖端连接，所述尖端能够与所述桨尖机构、所述后缘小翼相连。

8.根据权利要求7所述的自适应桨叶，其特征在于：所述桨叶主体、所述桨尖主体均具有与所述轴体相适配的滑槽，所述轴体可滑动地设置于所述滑槽内。

9.根据权利要求7所述的自适应桨叶，其特征在于：所述压电组件包括多块层叠设置的压电板，所述压电板与所述驱动电源电连接，所述压电板的板面平行于所述桨尖机构、所述后缘小翼的转动轴线；

所述驱动器还包括对称设置于所述压电组件两侧的两辅助组件，每一所述辅助组件均包括多块层叠设置的辅助板，所述辅助板平行于所述压电板设置，所述辅助板的一端与桨叶主体、所述桨尖主体相连，所述辅助板的另一端朝向所述轴体的方向延伸并与所述轴体之间具有一定间距，且沿所述压电组件至所述辅助组件的方向，所述辅助板与所述轴体之间的间距逐渐增大。

10.一种飞机，包括机身，其特征在于：还包括权利要求1-9任一项所述的自适应桨叶，所述桨叶主体远离所述桨尖机构的一端与所述机身相连。