一种飞机用螺旋桨叶片、螺旋桨及飞机制造技术

本实用新型专利技术公开了一种飞机用螺旋桨叶片、螺旋桨及飞机。所述飞机用螺旋桨叶片(1)的翼型形状为：前缘钝头，翼型最大相对厚度为9％，最大相对厚度位置位于30％弦长位置；最大相对弯度为3.3％，所述翼型最大相对弯度位置位于41.2％弦长位置；所述整个翼型呈饱凸状。本实用新型专利技术的飞机用螺旋桨叶片为低雷诺数宽升力系数螺旋桨桨叶翼型，较好适应了飞机推进桨要求的宽升力系数范围和低雷诺数下稳定气动性能。

【技术实现步骤摘要】

本技术涉飞机
，特别是涉及一种飞机用螺旋桨叶片、螺旋桨及飞机。
技术介绍
高高空大气环境(海拔高度20000m以上），空气密度及其稀薄。该高度范围上，长航 时飞行器的推进桨的雷诺数非常小（约15K-20K)，需要中等拉力；低空爬升阶段，太阳能飞 行器的推进桨的雷诺数也不高(约90K)，但需要较大拉力。 常规桨叶翼型在小雷诺数条件下，气动性能不稳定，可用升力系数范围窄，不能较 好适应太阳能飞机推进桨要求的宽升力系数范围和低雷诺数下稳定气动性能，导致螺旋桨 拉力与桨叶气动性能匹配性不好，螺旋桨综合效率低。 因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
技术实现思路
本技术的目的在于提供一种飞机用螺旋桨叶片来克服或至少减轻现有技术 的中的至少一个上述缺陷。 为实现上述目的，本技术提供一种飞机用螺旋桨叶片，所述飞机用螺旋桨叶 片的翼型形状为:前缘钝头，翼型最大相对厚度为9%，最大相对厚度位置位于30%弦长位 置;最大相对弯度为3.3%，所述翼型最大相对弯度位置位于41.2%弦长位置;所述整个翼 型呈饱凸状。 优选地，所述飞机用螺旋桨叶片的弦长沿展向分布特征为:在展长的以飞机用螺 旋桨叶片旋转时的旋转中心位置为起点的20%位置处，所述飞机用螺旋桨叶片的弦长为 0.2米，并自该位置处渐增至展长的以飞机用螺旋桨叶片旋转时的旋转中心位置为起点的 40%位置处，在所述40%位置处，所述飞机用螺旋桨叶片的弦长为0.25米，并自该位置处渐 缩至展长的以飞机用螺旋桨叶片旋转时的旋转中心位置为起点的80%位置处，所述飞机用 螺旋桨叶片的弦长为0.137米，并自该位置处渐缩至展长的以飞机用螺旋桨叶片旋转时的 旋转中心位置为起点的100%位置处，在所述100%位置处，所述飞机用螺旋桨叶片的弦长 为0.08米。 优选地，所述飞机用螺旋桨叶片的扭转角的沿展向分布特征为:在展长的以飞机 用螺旋桨叶片旋转时的旋转中心位置为起点的40%位置处，所述飞机用螺旋桨叶片的扭转 角的角度为53度，并自该位置处所述飞机用螺旋桨叶片的扭转角的角度变小至以飞机用螺 旋桨叶片旋转时的旋转中心位置为起点的100%位置处，在所述100%位置处，所述扭转角 为17度。 优选地，所述飞机用螺旋桨叶片的展长为2米。 本技术还提供了一种螺旋桨，所述螺旋桨包括如上所述的飞机用螺旋桨叶 片，且所述飞机用螺旋桨叶片的数量为2个。 本技术还提供了一种飞机，所述飞机具有如上所述的螺旋桨。本技术的飞机用螺旋桨叶片为低雷诺数宽升力系数螺旋桨桨叶翼型，较好适 应了飞机推进桨要求的宽升力系数范围和低雷诺数下稳定气动性能。本技术的飞机用 螺旋桨叶片具有如下优点： 1)该翼型工作马赫数〇. 05~0.3，雷诺数：15 X 105~1.0 X 106，临界雷诺数低，气 动性能稳定； 2)该翼型的设计工作升力系数0.25~1.0,工作升力系数范围宽； 3)该翼型在设计升力系数工况下，上表面层流区超过50%弦长，下表面层流区约 占 80%弦长，层流区长，并且层流流动稳定； 4)该翼型失速后，流动分离发展缓慢。【附图说明】 图1是根据本技术第一实施例的飞机用螺旋桨叶片的结构示意图。 附图标记： Γλγη Ο? 【具体实施方式】 为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术 实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始 至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实 施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例 是示例性的，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。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，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施例进行详细说明。 在本技术的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"前"、"后"、 "左"、"右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底" "内"、"外"等指示的方位或位置关系为基于附图所 示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指 的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用 新型保护??围的限制。 图1是根据本技术第一实施例的飞机用螺旋桨叶片的结构示意图。 如图1所示的飞机用螺旋桨叶片1的翼型形状为：前缘钝头，翼型最大相对厚度为 9%，最大相对厚度位置位于30%弦长位置;最大相对弯度为3.3%，所述翼型最大相对弯度 位置位于41.2 %弦长位置;所述整个翼型呈饱凸状。参见图1，在本实施例中，飞机用螺旋桨叶片1的弦长沿展向分布特征为:在展长的 以飞机用螺旋桨叶片旋转时的旋转中心位置为起点的20%位置处，飞机用螺旋桨叶片1的 弦长为0.2米，并自该位置处渐增至展长的以飞机用螺旋桨叶片旋转时的旋转中心位置为 起点的40%位置处，在40%位置处，飞机用螺旋桨叶片1的弦长为0.25米，并自该位置处渐 缩至展长的以飞机用螺旋桨叶片旋转时的旋转中心位置为起点的80%位置处，飞机用螺旋 桨叶片1的弦长为0.137米，并自该位置处渐缩至展长的以飞机用螺旋桨叶片旋转时的旋转 中心位置为起点的100 %位置处，在100 %位置处，飞机用螺旋桨叶片的弦长为ο. 08米。 在本实施例中，飞机用螺旋桨叶片1的扭转角的沿展向分布特征为:在展长的以飞 机用螺旋桨叶片旋转时的旋转中心位置为起点的40%位置处，飞机用螺旋桨叶片的扭转角 的角度为53度，并自该位置处飞机用螺旋桨叶片的扭转角的角度变小至以飞机用螺旋桨叶 片旋转时的旋转中心位置为起点的1 〇〇 %位置处，在1 〇〇 %位置处，扭转角为17度。 在本实施例中，飞机用螺旋桨叶片1的展长为2米。 可以理解的是，上述的尺寸以及形状是以比例进行陈述，只是一个典型实施例，而 该飞机用螺旋桨叶片在通过几何缩放、旋转、平移、局部修形等方式产生的衍生翼型，均能 够达到本技术的效果，因此，也应当属于本技术的保护范围。 最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本技术的技术方案，而非对其限 制。尽管参照前述实施例对本技术进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理 解:其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进 行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本技术各实施例 技术方案的精神和范围。【主权项】1. 一种飞机用螺旋桨叶片，其特征在于，所述飞机用螺旋桨叶片（1)的翼型形状为：前 缘钝头，翼型最大相对厚度为9%，最大相对厚度位置位于30%弦长位置;最大相对弯度为 3.3%，所述翼型最大相对弯度位置位于41.2%弦长位置;所述整个翼型呈饱凸状。2. 如权利要求1所述的飞机用螺旋桨叶片，其特征在于，所述飞机用螺旋桨叶片（1)的 弦长沿展向分布特征为：在展长的以飞机用螺旋桨叶片旋转时的旋转中心位置为起点的 20%位置处，所述飞机用螺旋桨叶片（1)的弦长为0.2米，并自该位置处渐增至展长的以本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞机用螺旋桨叶片，其特征在于，所述飞机用螺旋桨叶片(1)的翼型形状为：前缘钝头，翼型最大相对厚度为9％，最大相对厚度位置位于30％弦长位置；最大相对弯度为3.3％，所述翼型最大相对弯度位置位于41.2％弦长位置；所述整个翼型呈饱凸状。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：李星辉，李权，李军府，张德虎，蒋汉杰，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：新型
国别省市：陕西;61