一种适用于中小型无人机的新型螺旋桨设计_谢辉
DOI:10.16615/j.cnki.1674-8190.2015.01.015
第６卷第１期２０１５年２月航空工程进展
ＣＥＳＩＮ ＡＥＲＯＮＡＵＴＩＣＡＬＳＣＩＥＮＣＥＡＮＤＥＮＧＩＮＥＥＲＩＮＧＡＤＶＡＮ Ｖｏｌ．６Ｎｏ．１
Ｆｅｂ．２０１５
（）文章编号：１９７１６１６７４０２０１５０１８００－－－
一种适用于中小型无人机的新型螺旋桨设计
谢辉，王力，张琳
）（西安爱生技术集团公司飞行设计研究室，西安 ７０６５１０
摘 要：目前，中小型活塞动力无人机所配备的螺旋桨主要是两叶定距螺旋桨，其桨叶布局特征主要体现桨尖和桨根较窄，桨叶中部较宽，但在实际使用中发现，此类螺旋桨匹配无人机后飞行性能表现不佳。针对低速中小型活塞动力无人机，设计一种矩形薄型直桨叶二叶螺旋桨方案。将该螺旋桨方案与其他七种方案进行风洞试验，分别对各方案在零风速和巡航速度下的性能特性进行系统研究。结果表明：与其他方案相比，采用矩形桨叶设计的螺旋桨在静推力、功率、效率、拉力系数、功率系数等关键性指标上均表现出优异特性，尤其是在同样功率输入下，具有最低转速的特性，因此该方案螺旋桨具有优良的装机匹配特性。关键词：无人机；螺旋桨；矩形桨叶；风洞试验中图分类号：Ｖ２７９ 文献标识码：Ａ
／ＡＮｅｗＴｅｏｆＰｒｏｅｌｌｅｒＤｅｓｉｎｆｏｒｔｈｅＭｅｄｉｕｍＳｍａｌｌＵＡＶ ｙｐｐｇ
，Ｗ，ＸｉｅＨｕｉａｎＬｉＺｈａｎＬｉｎ ｇｇ
，’（ｔｍｅｎｔｏｆＡｅｒｏｃｒａｆｔＤｅｓｉｎａｎｄＲｅｓｅａｒｃｈＸｉａｎＡＳＮ ＴｅｃｈｎｉｃａｌＧｒｏｕＤｅａｒ ｇｐｐ
，，’）ＣｏｒｏｒａｔｉｏｎＬｔｄ．Ｘｉａｎ７１００６５，Ｃｈｉｎａ ｐ
：／ＡｂｓｔｒａｃｔＴｈｅｔｗｏｄｅｆｉｘｅｄｉｔｃｈｒｏｅｌｌｅｒｉｓｍｏｓｔｌｕｓｅｄｉｎｍｅｄｉｕｍｓｍａｌｌＵＡＶ ｗｉｔｈｉｓｔｏｎｅｎｉｎｅ．Ｔｈｅｂｌａ －ｐｇｐｐｐｙ ，ｏｆｔｈｉｓｒｏｅｌｌｅｒａｒｅｎａｒｒｏｗ，ａｎｄｔｈｅｍｉｄａｒｔｉｓｗｉｄｅｒｂｕｔｔｈｅｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆＵＡＶｕｓｉｎｔｈｉｓｒｏｒｏｏｔａｎｄｔｉ －ｐｐｐｐｐｇｐ ，ｅｌｌｅｒｉｓｎｏｔｏｏｄｉｎｒａｃｔｉｃｅ．Ｔｈｅｒｅｆｏｒｅａｎｅｗｔｅｏｆｒｏｅｌｌｅｒｗｉｔｈｒｅｃｔａｎｕｌａｒａｎｄｔｈｉｎｎｅｒｂｌａｄｅｉｓｄｅｓｉｎｅｄ ｐｇｐｙｐｐｐｇｇｆｏｒｔｈｅｌｏｗｗｉｔｈｉｓｔｏｎｅｎｉｎｅ．ＴｈｅａｅｒｏｄｎａｍｉｃｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｔｈｉｓｒｏｅｌｌｅｒａｎｄｏｔｈｅｒｓｅｖｅｎｓｅｅｄＵＡＶ － ｐｇｙｐｐｐ，ｔｅｓｏｆｒｏｅｌｌｅｒｓｄｅｓｉｎｅｄｆｏｒｔｈｅｓａｍｅＵＡＶｌａｔｆｏｒｍ ｗｉｔｈｔｈｅｓａｍｅｉｓｔｏｎｅｎｉｎｅａｒｅｍｅａｓｕｒｅｄｉｎｔｈｅｌｏｗ －ｙｐｐｐｇｐｐｇ，ｔｏｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｔｈｅｔｅｏｆｒｏｅｌｌｅｒｗｉｔｈｖｅｌｏｃｉｔ．Ａｃｃｏｒｄｉｎｉｎｄｔｕｎｎｅｌｉｎｚｅｒｏｖｅｌｏｃｉｔａｎｄｉｎｃｒｕｉｓｉｎｓｅｅｄｗ ｙｐｐｐｇｙｇｙｐ ，，，，ｒｅｃｔａｎｕｌａｒａｎｄｔｈｉｎｎｅｒｂｌａｄｅｉｓｂｅｔｔｅｒｔｈａｎｏｔｈｅｒｓｉｎｓｔａｔｉｃｔｈｒｕｓｔｏｗｅｒｅｆｆｉｃｉｅｎｃｔｈｒｕｓｔｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｏｗｅｒ ｇｐｙｐ，ｉｔｓｒｏｔａｔｅｓｅｅｄｉｓｓｍａｌｌｅｓｔｉｎｔｈｅｓａｍｅｏｗｅｒｉｍｏｒｔｅｄ．Ｉｔｃａｎｂｅｃｏｎｃｌｕｄｅｄｔｈａｔｔｈｉｓｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔａｎｄｅｓｅｃｉａｌｌ ｐｐｐｐｙ ／ｔｅｏｆｒｅｃｔａｎｕｌａｒｒｏｅｌｌｅｒｉｓｏｏｄａｎｄｓｕｉｔａｂｌｅｆｏｒｔｈｅｍｅｄｉｕｍｓｍａｌｌＵＡＶ ｗｉｔｈｉｓｔｏｎｅｎｉｎｅ． ｙｐｇｐｐｇｐｇ：ＵＡＶ；；；ｗＫｅｗｏｒｄｓｒｏｅｌｌｅｒｒｅｃｔａｎｕｌａｒｂｌａｄｅｉｎｄｎｅｌｔｅｓｔｔｕｎ －ｐｐｇｙ
０ 引 言
目前，已装备使用的无人机多数为起飞重量在最大飞行５００ｋｇ量级以下的中小型低速无人机，／升限在１速度一般在１８０ｋｍｈ，ｍ以下，２０～１０ｋ
］１２－
。因此，螺旋桨成并且以使用活塞发动机为主［
根据对现有中小型无人机所使用的螺旋桨数据统计分析来看，多数以固定桨距、两叶桨为主，桨桨叶布局主要呈现“径为０．柳叶”型，即３ｍ，５～１．桨根、桨尖部较窄，桨叶中部较宽。桨叶的前缘和后缘呈现出不同程度的弯曲。该种布局的定距螺旋桨设计思想是确保无人机在巡航平飞时，螺旋桨处于最佳效率工作状态，以获得最佳的长航时特性。然而，在起飞、爬升等阶段，推力系数和功率系数较低，螺旋桨产生的推力较小，使得无人机飞行性能较差，不利于提高无人机任务反应能力和战场
３］
。生存能力［
为装配活塞发动机的无人机平台的必要气动部件。
；收稿日期：４４２０１２０１０６０６０７１５ 修回日期：－－－－谢辉，通信作者：ｈｕｉ３１３１＠１６３．ｃｏｍｘｉｅ
７２
航空工程进展 第６卷
４］
国内，马晓平等［通过对无人机螺旋桨工程设
使用翼型相同。在桨叶形式上，Ｌ６螺旋桨采用矩形设计方案，其余螺旋桨为不同程度的“柳叶”型。在制作工艺上，所有参试螺旋桨均采用榉木层压板材料，以ＵＧ三维数模为基础，经过数控洗削加工
］
１１１０－
。而成，表面贴玻璃布并喷漆，光滑度良好［
计理论分析而提出的提高螺旋桨效率的工程方法，即协调桨叶尺寸与发动机转速的关系，可以提高效
［］［］
率５％～１０％。杨旭东等５和许建华等６分别对
螺旋桨加装桨尖小翼后的气动特性进行了数值研究，发现尽管桨尖小翼减弱了桨尖涡，但是螺旋桨整体效率提高并不理想，仅仅提高了１．２％。美８
［７］国ＪｏｈａｎｎＤｏｒｆｌｉｎ ｇ等通过求解欧拉－拉格朗日
方程实现对中型运输机螺旋桨优化设计，重点分析了桨叶几何参数（例如桨叶宽度、翼型弯度等）对螺旋桨效率的影响，发现在飞机起飞和爬升阶段螺旋桨效率比巡航阶段的效率要低很多，为此提出了变扭矩的螺旋桨设计方案，在不同的飞行阶段设置不同的桨距以便能够发挥出最大效率，但其机构较为复杂，不利于在中小型无人机上使用。韩国
［］
Ｋｗｏｎ等８利用多级优化方法对一种小ＨｕｎＩ．ｙｇ
型电动无人机的弧形螺旋桨进行了优化设计，重点
图１ 参试螺旋桨
Ｆｉ．１ Ｐｒｏｅｌｌｅｒｓｉｎｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｔｅｓｔ ｇｐ
在进行风洞试验之前，上述所有参试螺旋桨均在地面发动机测试台进行大马力状态下转速测试试验，测试中所使用的发动机功率为５试验５Ｈｐ，结果如表１所示。
表１ 参试螺旋桨参数表
ｌｅ１ ＰａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆｒｏｅｌｌｅｒｓｉｎｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｔｅｓｔＴａｂ ｐｐ
模型编号Ｌ１Ｌ２Ｌ３Ｌ４Ｌ５Ｌ６Ｌ７Ｌ８
转速／ｒｍｐ５１００ ４９８０ ５５８０ ５６５０ ５６７０ ４８５０ ５４７０ ５７７０
桨径／ｍｍ００９００９６０８６０８８６０８４０４０８４０８
优化了螺旋桨的桨叶外形，但通过风洞试验表明，其效率仅提高５％。美国ＪｏｂＡ．Ｂａｒａｎｓｋｉ等ａｃ
［９］
对现有的２７种小尺寸运动飞机二叶定距螺旋桨进行了风洞试验测试，发现采用干净薄翼（ａｎｃｌｅ－）设计的桨叶具有良好的适应性，在飞机起ｓｈｅｅｔ飞、爬升和巡航阶段均表现优良。
本文针对某型中小型低速无人机及无变速器的活塞发动机，采用矩形细长直桨薄翼桨叶布局方案设计一种新的二叶定距螺旋桨，并通过风洞试验方法，将该螺旋桨方案与其他七种螺旋桨进行对比。
１ 试验模型
由于各方案螺旋桨桨径均在９本００ｍｍ以内，文直接采用螺旋桨实物作为风洞试验模型，比例为螺旋桨按照桨径大小具体参数如图１所示，１∶１，
由左至右编号分别为Ｌ１～Ｌ８。Ｌ１和Ｌ２的螺旋桨均为现有无人机配套使用的螺旋桨，桨径均为桨Ｌ９００ｍｍ；３～Ｌ５为Ａ单位设计的螺旋桨方案，径为８桨径为Ｌ６０ｍｍ；６为本文所设计的螺旋桨，桨Ｌ８４０ｍｍ；７～Ｌ８为Ｂ单位设计的螺旋桨方案，径为８Ｌ４０ｍｍ。其中，Ｌ１、２和Ｌ６螺旋桨桨叶所使用翼型相同，各剖面相对站位也相同，Ｌ３～Ｌ５螺旋桨桨叶所使用翼型相同，Ｌ７～Ｌ８螺旋桨桨叶所
２ 试验设备
利用某Ｎ３风洞进行螺旋桨性能对比试验。Ｆ－该风洞为低速直流式风洞，其三元试验段截面为扁
１２］
。八角形，主要参数如表２所示［
表２ ＮＦ３低速风洞三元试验段指标参数表－Ｔａｂｌｅ２ Ｐａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆ３Ｄｔｅｓｔｓｅｃｔｉｏｎｉｎ
ｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌ３ｌｏｓｅｅｄｗＮＦ －－ ｐ
名 称
试验段截面尺寸／ｍ×ｍ 试验段长度／ｍ
２ 试验段有效截面积／ｍ－１）（空风洞最大风速／ｍ·ｓ
参 数３．５×２．５
１２７．６８５９００７８０．
试验段平均湍流度／％
第１期 谢辉等：一种适用于中小型无人机的新型螺旋桨设计
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使用了Ｔ９０４六Ｐ０ 在本次螺旋桨风洞试验中，
分量天平，驱动电机采用１电００ｋＷ中频电动机，长度为４机直径为２２０ｍｍ，５０ｍｍ。电机和天平内置在椭圆形整流罩中，整流罩直径小于３００ｍｍ（。螺旋桨、如图２所示）电机和整流罩共置于支架之上，试验过程中通过调节电流来改变螺旋桨转速。试验过程中，所采用的整流罩与支架对螺旋桨性能影响误差均控制在工程要求范围内
［１３］
中，ＬＬＬ１桨略低，２桨略高，６桨居中。Ｌ１和Ｌ２螺旋桨均为９而Ｌ００ｍｍ的桨径，８４０ｍｍ６螺旋桨为桨径，表明采用矩形直桨设计形式的Ｌ６螺旋桨相其静推力和吸收功率均表比于原Ｌ１和Ｌ２螺旋桨，现更为优异。Ｌ３～Ｌ５方案螺旋桨与Ｌ７～Ｌ８方案螺旋桨的静推力和吸收功率表现较为接近，虽然但测Ｌ０ｍｍ，３～Ｌ５方案比Ｌ７～Ｌ８方案桨径大２试结果显示Ｌ７～Ｌ８螺旋桨比Ｌ３～Ｌ５方案在静推力和吸收功率两项指标上整体略优，表明Ｌ３～Ｌ５螺旋桨所使用的翼型性能与Ｌ７～Ｌ８方案相比较差
。
。
图２ 螺旋桨风洞试验图
ｒｏｅｌｌｅｒｉｎｔｈｅｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｔｅｓｔＦｉ．２ Ｐ ｐｇ
３ 试验参数
根据中小型无人机使用情况的特点，本文将试验内容分成两部分：零风速试验和巡航风速试验。
／，电机转速由在零风速试验中，风速ｖ＝０ｍｓｍ增加至５５ｍ。４０００ｒ００ｒ ｐｐ
／，在巡航风速试验中，电机转风速ｖ＝６０ｍｓ速由４ｍ增加至６３ｍ。０００ｒ００ｒ ｐｐ
在各次试验中，分别测量参试螺旋桨的性能参／、／Ｗ）、功率（螺旋桨效数，参数包括推力（Ｎ）ＴＰ、、。拉力系数（功率系数（率（ＣＴ）ＣＰ）η）
图３ 地面零风速状态各方案螺旋桨Ｔ－ｎ曲线
／
ｉ．３ ＣｕｒｖｅｓｏｆＴ－ｎｉｎ０ｍｓＦ ｇ
４ 结果分析
４．１ 地面零风速状态性能分析
图４ 地面零风速状态各方案螺旋桨Ｐ－ｎ曲线
地面零风速下的试验主要测量静推力、吸收功率和转速的变化关系，结果如图３～图４所示。由于采用同一翼型组进行桨叶设计，ＬＬ１、２和Ｌ６三种螺旋桨在零风速状态下，静推力和功率变化趋势较为接近，并且相比于其他五种方案螺旋桨，在同一转速下，此三种螺旋桨静推力和功率都较高，其
／ｉ．４ ＣｕｒｖｅｓｏｆＰ－ｎｉｎ０ｍｓＦ ｇ
４．２ 巡航速度下性能分析
巡航速度下的试验主要测量效率、拉力系数、功率系数与前进比的变化关系，结果如图５～图７所示。
７４
航空工程进展 第６卷
这将有利于提高无人机特别是长航时无人机巡航
１４］
。需要指出的是：特性［Ｌ６方案螺旋桨采用的翼
型数据不但与Ｌ连各剖面相１和Ｌ２方案完全一致，对位置也是完全一致的；所不同的仅仅在桨叶布局上，即通过调整７将桨叶由０％以上桨径剖面宽度，原来的“柳叶”型变换成矩形。风洞试验结果表明，这种设计变化能够获得更好的螺旋桨效率特性。
从图６～图７可以看出：Ｌ６方案的拉力系数和功率系数均为最高值，表现出优良的品质；Ｌ３～Ｌ５方案的拉力系数和功率系数介于Ｌ１和Ｌ２方案之
图５ 巡航速度下各方案螺旋桨η－λ曲线ｎｃｒｕｒｖｅｓｏｆｕｉｓｉｎｓｅｅ
ｄｉ．５ ＣＦ λｉｇｐｇ η－
间；Ｌ７和Ｌ８方案的拉力系数和功率系数高于Ｌ１
和Ｌ但仍低于Ｌ对于同样的２方案，６方案。因此，发动机而言，在此八种方案中，Ｌ６方案具有更佳的推力特性和功率吸收特性。对于今后电喷、涡轮增压等新技术注入，无人机发动机功率将会大幅增
［１５］
。加，Ｌ６方案更佳适合匹配此类发动机
为了进一步分析各方案特性，绘制有量纲的如图８～图９所示
。Ｔ－ｎ和Ｐ－ｎ曲线，
图６ 巡航速度下各方案螺旋桨ＣＴ－λ曲线
ＣＴ－ｎｃｒｓｅｅ
ｄｕｒｖｅｓｏｆｕｉｓｉｎＦｉ．６ Ｃλｉ ｇｐｇ
图８ 巡航速度下各方案螺旋桨Ｔ－ｎ曲线ｓｅｅ
ｄｕｒｖｅｓｏｆｕｉｓｉｎＴ－ｎｉｎｃｒＦｉ．８ Ｃ ｐｇｇ
图７ 巡航速度下各方案螺旋桨ＣＰ－λ曲线Ｆｉ．７ ＣｕｒｖｅｓｏｆｕｉｓｉｎｓｅｅｄＣＰ－ｎｃｒ λｉ ｇｇｐ
从图５可以看出：保Ｌ６螺旋桨效率峰值最高，持在０．７以上效率值的前进比范围是所有方案中最大的，具体而言，前进比在０．８～０．９９的范围６内，此方案螺旋桨一直表现出高于０．７的效率值，
图９ 巡航速度下各方案螺旋桨Ｐ－ｎ曲线Ｆｉ．ｕｒｖｅｓｏｆｕｉｓｉｎｓｅｅｄＰ－ｎｉｎｃｒ９ Ｃ ｇｇｐ
第１期 谢辉等：一种适用于中小型无人机的新型螺旋桨设计
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从图８～图９可以看出：在同一转速之下，Ｌ６
方案所吸收的发动机功率和产生的推力高于其他即２的发方案。例如，在匹配２７．２Ｈ０Ｗ（０００ ｐ）动机时，在当前速度下，螺旋桨转速和产生的推力如表３所示。
表３ 各方案螺旋桨推力比较
ｌｅ３ ＣｏｍａｒｉｓｏｎｏｆｔｈｒｕｓｔｏｆｔｈｅｒｏｅｌｌｅｒｓＴａｂ ｐｐｐ
编号Ｌ１Ｌ２Ｌ３Ｌ４Ｌ５Ｌ６Ｌ７Ｌ８
转速／ｒｍｐ５７５０ ５４６０ ５８１５ ５９５０ ５７００ ５４６０ ５８７０ ５８５０
推力／Ｎ００３ ００３ ３１０ ０５３ ０８３ ３１２ ９２２ ００３
桨径／ｍｍ９００ ９００ ８６０ ８６０ ８６０ ８４０ ８４０ ８４０
桨尖Ｍａ０．７９７０．７５７０．７７００．７８８０．７５５０．７０６０．７５９０．７５７
人机的声学隐身特性。
（）在同样前进比下具有较高的功率系数和３
推力系数，有利于扩大无人机的右包线，提高无人机的最大巡航速度和巡航高度。
（）在较高的前进比下，此方案螺旋桨具有较４
高的效率，有利于提高燃油效率和无人机飞发匹配特性，延长续航时间。
本文受时间限制，未对此布局螺旋桨高效性能流动机理进行有效研究，因此，后续工作将围绕此螺旋桨旋转状态下的流场变化进行计算研究，根据计算结果对此方案继续做深入地优化设计。
参考文献
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动设计研究［１１暨钱学森诞辰Ｃ］０１０１－中国力学大会２∥２１．１００周年纪念大会论文集．哈尔滨：中国力学学会，２０１，Ｓ，ＹＸｕＪｉａｎｈｕａｏｎＷｅｎｉｎａｎＸｕｄｏｎ．Ａｅｒｏｄｎａｍｉｃ ｇ ｐｇｇｇｙ ｄｅｓｉｎｏｆｒｏｅｌｌｅｒｏｎｉｍｒｏｖｉｎｔｈｅｅｆｆｉｃｉｅｎｃｏｆｒｏｅｌｌｅｒ ｇｐｐｐｇｙｐｐ ［ｈｉＣ］∥２０１１ｎａＭｅｃｈａｎｉｃｓ１００ＡｎｎｉｖｅｒｓａｒｏｆＴｓｉｅｎ－Ｃ ｙ Ｈｓｕｅｓｈｅｎ’ｓＢｉｒｔｈｄａａｎｄ２０１１ＣｏｎｆｅｒｅｎｃｅＰｒｏｃｅｅｄｉｎｓ． ｙｇ ：，（）ＨａｒｂｉｎＣｈｉｎａＭｅｃｈａｎｉｃａｌＩｎｓｔｉｔｕｔｅ２０１１．ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ ［］Ｊ，７ｏｈａｎｎＤｏｒｆｌｉｎＫａｍｒａｎＲｏｋｈｓａｚ．Ｃｏｎｓｔｒａｉｎｅｄａｎｄｕｎｃｏｎ－ ｇ
ａｉｎｅｄｒｏｅｌｌｅｒｂｌａｄｅｏｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ［Ｃ］．ＡＩＡＡ４ｓｔｒ２０１ －－ｐｐｐ
各方案产生的推力较为一 从表３可以看出：
但是转速值表现出较大差异，致，均在３００Ｎ左右，其余方案为５Ｌｍ，４６０ｒ ｐ２和Ｌ６螺旋桨转速最低，在桨尖Ｍ均在５ａ方面，Ｌｍ以上；７００ｒ ｐ６方案的只有０．桨尖Ｍ小于０．ａ最低，０６，７５这一无人机７螺旋桨工程设计要求的临界值
［４］
，其余方案桨尖
Ｍａ均超过０．５。因此，Ｌ７６这种采用矩形桨叶布局设计的螺旋桨与其他方案相比，在尺寸、桨尖转速三个指标上均体现出优势特性。Ｍａ、
５ 结 论
针对中小型活塞动力无人机技术特点提出了一种矩形细长薄翼两叶布局螺旋桨方案。通过和两种正在使用的螺旋桨以及其他五种新设计两叶定距螺旋桨进行风洞对比试验表明，本文所设计的新型螺旋桨方案不但桨径最短，而且在效率、功率系数、拉力系数、静推力等关键性指标上均表现出优异特性，具体如下：
（）同等性能条件下此方案螺旋桨具有较小１
的桨径，不仅能够有效避免中小型无人机在降落过程中的触地损坏，还可以避免在火箭助推发射过程中火箭尾焰对桨叶的烧蚀损坏。
（）在同样功率输入条件下，此方案螺旋桨在２
产生同等推力时仍表现出较低的转速特性，有利于从而降低螺旋桨气动噪音，降低桨尖Ｍ提高无ａ，
第１期 谢辉等：一种适用于中小型无人机的新型螺旋桨设计
７５
从图８～图９可以看出：在同一转速之下，Ｌ６
方案所吸收的发动机功率和产生的推力高于其他即２的发方案。例如，在匹配２７．２Ｈ０Ｗ（０００ ｐ）动机时，在当前速度下，螺旋桨转速和产生的推力如表３所示。
表３ 各方案螺旋桨推力比较
ｌｅ３ ＣｏｍａｒｉｓｏｎｏｆｔｈｒｕｓｔｏｆｔｈｅｒｏｅｌｌｅｒｓＴａｂ ｐｐｐ
编号Ｌ１Ｌ２Ｌ３Ｌ４Ｌ５Ｌ６Ｌ７Ｌ８
转速／ｒｍｐ５７５０ ５４６０ ５８１５ ５９５０ ５７００ ５４６０ ５８７０ ５８５０
推力／Ｎ００３ ００３ ３１０ ０５３ ０８３ ３１２ ９２２ ００３
桨径／ｍｍ９００ ９００ ８６０ ８６０ ８６０ ８４０ ８４０ ８４０
桨尖Ｍａ０．７９７０．７５７０．７７００．７８８０．７５５０．７０６０．７５９０．７５７
人机的声学隐身特性。
（）在同样前进比下具有较高的功率系数和３
推力系数，有利于扩大无人机的右包线，提高无人机的最大巡航速度和巡航高度。
（）在较高的前进比下，此方案螺旋桨具有较４
高的效率，有利于提高燃油效率和无人机飞发匹配特性，延长续航时间。
本文受时间限制，未对此布局螺旋桨高效性能流动机理进行有效研究，因此，后续工作将围绕此螺旋桨旋转状态下的流场变化进行计算研究，根据计算结果对此方案继续做深入地优化设计。
参考文献
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ａｉｎｅｄｒｏｅｌｌｅｒｂｌａｄｅｏｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ［Ｃ］．ＡＩＡＡ４ｓｔｒ２０１ －－ｐｐｐ
各方案产生的推力较为一 从表３可以看出：
但是转速值表现出较大差异，致，均在３００Ｎ左右，其余方案为５Ｌｍ，４６０ｒ ｐ２和Ｌ６螺旋桨转速最低，在桨尖Ｍ均在５ａ方面，Ｌｍ以上；７００ｒ ｐ６方案的只有０．桨尖Ｍ小于０．ａ最低，０６，７５这一无人机７螺旋桨工程设计要求的临界值
［４］
，其余方案桨尖
Ｍａ均超过０．５。因此，Ｌ７６这种采用矩形桨叶布局设计的螺旋桨与其他方案相比，在尺寸、桨尖转速三个指标上均体现出优势特性。Ｍａ、
５ 结 论
针对中小型活塞动力无人机技术特点提出了一种矩形细长薄翼两叶布局螺旋桨方案。通过和两种正在使用的螺旋桨以及其他五种新设计两叶定距螺旋桨进行风洞对比试验表明，本文所设计的新型螺旋桨方案不但桨径最短，而且在效率、功率系数、拉力系数、静推力等关键性指标上均表现出优异特性，具体如下：
（）同等性能条件下此方案螺旋桨具有较小１
的桨径，不仅能够有效避免中小型无人机在降落过程中的触地损坏，还可以避免在火箭助推发射过程中火箭尾焰对桨叶的烧蚀损坏。
（）在同样功率输入条件下，此方案螺旋桨在２
产生同等推力时仍表现出较低的转速特性，有利于从而降低螺旋桨气动噪音，降低桨尖Ｍ提高无ａ，
７６
０３，２０１４．５６
航空工程进展 第６卷
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作者简介：
，谢 辉（男，硕士，工程师。主要研究方向：飞机总体１９８３－）气动设计、无人机螺旋桨设计。
，男，硕士，工程师。主要研究方向：飞行器王 力（３－）９８１设计。
，女，硕士，工程师。主要研究方向：飞机总体张 琳（４－）１９８气动设计。
（编辑：赵毓梅）