45共轴刚性双旋翼铰链力矩计算研究-贾金亮(7)

1、第二十八届（2012）全国直升机年会论文共轴刚性双旋翼钱链力矩计算研究贾金亮l2朱清华1（1南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，江苏南京，210016； 2.61255部队，山西侯马，043000）摘要：为研究共轴刚性双旋翼的操纵特性,本文建立刚性旋翼饺链力矩计算模型，对上/下旋翼间的气 动干扰进行简化，着垂计算了最大平飞速度状态下随方位角变化的饺链力矩，为共轴刚性双旋翼饺链力矩 的研究提供参考和借鉴。关键词：共轴刚性双旋巽；气动干扰；钱链力矩引言旋翼桨叶饺链力矩是指作川在桨叶上的各种载荷对桨叶变距轴线所构成的力矩，具与來自驾驶 员（或助力器）的操纵力相平衡。它对桨叶变距摇臂产生弯矩，

2、并通过变距摇臂，对口动倾斜器上 的变距拉杆产牛轴向力。此轴向力直接作川于自动倾斜器，进而通过与其相连的部件传递到整个机 身和相应的操纵机构，因此该力矩的性质特征将会影响到整个直升机的某些特征。由于直升机前飞时旋翼气动环境不对称阳口随方位角发生周期变化，因而作用在桨叶上的气动 载荷亦有周期交变，进而形成的餃链力矩随之发牛周期变化。过大的交变较链力矩会引起驾驶杆抖 动并造成直升机非常规振动，严重时町导致直升机失控。所以，饺链力矩不仅直接影响直升机的振 动水平、噪声，而且对肓升机的关键部件之一（变距拉杆）的强度设计，以及改善肓升机的操纵环 境和飞行安全等，具有重要意义。本文综合运川叶索理论和滑流理论

3、，建立了共轴刚性双旋翼钱链力矩计算模型和气动干扰模型 并进行编程计算，提出了一种计算共轴刚性双旋翼钱链力矩的方法，为共轴刚性双旋翼钱链力矩的 研究捉供一些借鉴。1相关假设所谓刚性旋翼，即采用刚性桨叶，且桨叶与桨毂为刚性连接，挥舞和摆振固有频率人于1q的 旋翼。刚性旋翼与传统旋翼相比，具有更大的刚度使其能够承受更人的力矩而在桨尖却不产牛过大 的变形。共轴刚性双旋嵬由两个共轴反转的刚性旋嵬组成，旋翼桨叶与桨毂为刚性连接，只允许桨 叶有变距方向的口由度。本文计算中只考虑桨叶一阶变距运动（=叫-xcos©-zsin© ）,不考虑轴向较内摩擦 力矩的影响，算例桨叶的刚心线同变距轴线、

4、剖而焦心、刚心、质心分离。2计算模型的建立由于共轴刚性双旋翼直升机上/下旋翼转向相反，故计算饺链力矩时可以先考虑其中一副旋翼， 然后再根据转向改变其参数即可计算另外一副旋翼的饺链力矩。本文拟先计算上旋翼饺链力矩，下 旋翼的饺链力矩可在上旋翼计算模型的基础上进行适当的调整。这里规定使桨叶抬头的饺链力矩为 正，低头为负。上旋翼的较链力矩主要山以下儿个方而组成叫2.1桨叶剖面气动力矩该项由升力产生的力矩和零升力矩组成。、r dm.竺1其中 dr"a*/12 fit-1 = tp（er的 + “sin 0）2 + （x- 一 xjbr dr 2dr式中 乙为桨叶相对弦长（b = b/r q（

5、）为翼型力矩系数常值部分，玄为变距轴线到前缘dt无量纲距离，七为翼剖而焦点到前缘无量纲距离，亦为单位展长气动升力。2.2桨叶剖面气动阻尼力矩m2 = i其中r dr1 3 _m2 = p（a）r）r'b c2 + psg i/）02式中0为变距角，c”为剖面气动阻尼系数。2.3螺旋桨力矩（由离心力弦向分量引起）由于旋翼桨叶质量并不是集屮在i条线上，对于桨叶剖面上不同位置的质虽:微元，当旋翼旋转 它们各自所受的离心力的方向是不同的，这样就会产生一个力矩。如图1和图2所示，这个力矩有使桨叶安装角减小的趋势，因此称z为离心力冋复力矩。选収桨叶上d厂微段为分离体，对于其上的质量微元加 受到的离

6、心力为co2y/r2 + y2dm ,离心 力弦向分量为dm = co ydma)2 j厂$ + 贵 sin 0dm = co1 yr2 + y2当变距角0为正吋，弦向分量对变距轴线产生的力矩为-yzco2dm ,沿整个剖面a积分，得桨 叶微段的螺旋桨力矩为f yzdm o在小变距角0情况下，如果用剖面主轴系ouw代替oyz,螺ja旋桨力矩中的积分在数值上能写成一” yzdm = 一】（人一人,）sin 20 «-人.）0ja 2式中iv为相对于剖面主轴v的质量惯性矩，iw为相对于剖面主轴w的质量惯性矩。在小翼型厚度下，（人 y, %为剖面绕变距轴线的质量惯性矩。这样，螺旋桨力矩为m

7、3 = -co2 £ yzdm = 一/严钿2.4变距惯性力矩式中豊± = 一加（门瞪7drmk；为剖面对变距轴线的质最惯性炬。由于本文采用的刚性旋翼没有调整片且轴向饺内摩擦力矩较小，所以不考虑调整片产牛的气动 力矩和轴向饺内摩擦力矩。另外由于旋翼没有挥舞运动和摆振运动，故亦不考虑由挥舞运动产生的 惯性力矩和重力引起的力矩及旋转面内的力引起的力矩。这样上旋翼总钱链力矩的表达式为：m 丁： = m | + m r + m 4（7）3气动干扰模型的建立共轴双旋翼的各副旋翼的气动特性与单旋翼的气动特性相同，但是共轴双旋翼z间存在气动干 扰使得上/下两副旋翼在同一流场中的相对气流并

8、不相同。下面简单介绍一下共轴双旋翼的简化气动 干扰模型。气流自上而下穿过下桨盘，上桨盘产生的诱导速度（此处为均匀诱导速度）随上/下旋翼 间距的变化而变化。其中，诱导速度随着间距变化关系如图3所示：共轴或族真诱导速度变化系数fwr图3共轴双旋翼诱导速度随旋翼间距变化的关系对处于稳定状态的共轴双旋翼的相互干扰来说，上/下旋翼所处的地位是不同的。上旋翼诱导较 大的下洗速度，对下旋翼的实际攻角影响较大，上旋翼处于主导地位，而下旋翼对上旋翼的影响则 相对较小。首先根据前飞状态下的动量理论，经过多次迭代求出上旋翼入流比：采用均匀入流模型3叫v( cos a“=gra k sin z + v 4.grz =

9、 = / tan 6/ + 人迭代初始值为下式:按下式进行迭代，求出诱导产生的均匀入流值:c>(“2+2/l2)、(11)2(“?+/)+邑2 (宀2广旋翼产牛的诱导速度沿展向和周向都是非均匀的，为了方便计算本文对诱导速度进行均匀化。上旋翼产牛的平均诱导速度随着上/ m可距的变化而变化，并且是随曹间距的增大而增大。诱导速度随间距的变化关系如下面公式，通过这些关系可以求得上旋翼气流在下桨盘平面处产生的干扰诱导 速度。计入上旋翼对下旋翼诱导速度的干扰，上/下旋翼的来流关系为: vy/=v/7<sinz + vyw(12)v岭=vz7,cosz + vzw其中 % =v-/（/为诱导速度

10、随间距的变化系数）x = tan-1 （儿/ &）（ %为尾迹倾斜和）/ = 1 + |7|/v1 + z2'2z/|z|（z=h/rz为间距与半径z比）匕的值一般収1，或根据试验來获収。4计算结果及分析本文计算使丿ij的共轴刚性双旋翼模型的主耍参数如表1所示:表1共轴刚性双旋翼模型参数参数数值旋翼半径2.5 m桨叶片数6 （上下旋翼各3片）桨叶转速726转/分桨叶弦长0.178 m桨叶预扭-6.83°桨叶对变距轴线的质量惯性矩0.000626 kg m s?(工程制)翼型剖面对变距轴线的质量惯性矩0.00029 kg-s2 (工程制)桨叶剖面质心到刚心的距离0.00

11、16 m桨叶剖面刚心到气动中心的距离0.0032 m上/下旋翼间距0.5 m-般情况下，直升机在大速度平飞、垂直面内机动飞行或失速颤振时，有较大的較链力矩。 对于共轴双旋翼直升机，其操纵有总距操纵、周期变距操纵及航向操纵，而航向操纵乂分为全差动 式（同时改变上/下旋翼总距）和半差动式（只改变下旋翼总距，同时提供总距补偿）。操纵方式的 不同，作用在自动倾斜器上的力亦有所不同。通过分析，本文采用的模型在最大平飞状态下较链力 矩最大，故此处主要计算其在最大平飞状态下的较链力矩。木文使用的模型最大平飞状态时前进比“ = 0.133,总距、纵向、横向输入分别为6°、-15°、 3.1

12、5° o通过mathematics和matlab混合编程计算，得出共轴刚性双旋翼餃链力矩随方位角变化的趋势。 如图4、5、6所示：图4上旋翼桨叶饺链力炉随方位角变化ilf2f314w 卜a卜卜a(ut兰)w03060901201501k0210240270300330360屮(°)(lu.mes图5卜-旋翼桨叶饺链力矩随方位和变化图6上/下旋翼的合力矩(方位角为从上旋翼旋转方向来看)上面图屮：al】为桨叶剖面气动力矩，为桨叶剖面气动阻尼力矩，m3为螺旋桨力矩，为 变距惯性力矩，me为上旋翼总较链力矩，m 口为下旋翼总较链力矩，m合为上/下旋翼作用在白 动倾斜器上的合力矩。从

13、上面图屮可知，对比普通共轴双旋翼的较链力矩，可以发现共轴刚性双旋翼较链力矩与普 通共轴双旋翼有很大区别(见表2)。表2共轴刚性双旋翼与普通共轴双旋翼铉链力矩的区别翼类型区别共轴刚性双旋翼普通共轴双旋翼较链力矩的组成剖面气动力矩、剖面气动阻力 距、螺旋桨力矩、变距惯性力矩。不仅具有共轴刚性双旋翼的钱链 力矩组成项，还包括旋转面内的力引起 的饺链力矩、离心力乖玄分量产生的力 矩、挥舞惯性力矩及重力引起的力矩。饺链力矩变化的趋势总的钱链力矩呈反相正弦变 化，且都为低头力矩。总的饺链力矩虽呈反相正弦变化， 但其中既有低头力矩，也有抬头力矩。较链力矩组成部分所占比例剖而气动卩11力矩占比例很小， 螺旋桨

14、力矩和变距惯性力矩所占比 例较大，剖面气动力矩最大幅值约 为变距惯性力矩的一半。旋转面内的力引起的较链力矩、离 心力垂直分量引起的饺链力矩及挥舞 惯性力矩所占比例相对较大，而剖面气 动力矩所占比例相对较小。5结论(1) 共轴刚性双旋翼桨叶在旋转一周过程屮，既有使桨叶抬头的力炬分最，又有使桨叶低头的 力矩分量，其中低头力矩分量所占比重较人些，总的较链力矩呈低头趋势。(2) 桨叶剖血气动力矩为低头力矩，在桨叶旋转一周过程中，总体变化不人：相比于其他力矩, 桨叶剖面气动阻力矩在量级上相对较小，英至可以忽略：螺旋桨力矩和变距惯性力矩存在反相部分, 二者叠加后只剩常数值。(3) 由图4、5可知，由于旋翼

15、间的气动干扰，下旋翼桨叶剖面气动力矩引起的低头力矩小于 上旋翼，而下旋翼桨叶剖面气动阻尼力矩在某些方位引起的低头力矩却大于上旋翼。单个旋翼总较 链力矩最人值出现在90度方位角处，而最小值出现在265度方位角处，且两者都是低头力矩。(4) 从6图中可知，上/下旋翼作用在白动倾斜器上的合力矩最大值位于90度方位角，最小值 位于217.5度处。参考文献1 夏富春.重型点升机旋翼桨叶较链力矩及颤振分析d.硕士学位论文，2009年12月2 航空航天工业部科技技术研究院.直升机载荷手册m.北京航空工业出版社，1991:294-296|3j w. johnson, "helicoptertheory”', princeton university press> 19804王适存.直升机空