CN102653315B - 一种提高无轴承旋翼气弹稳定性的装置及其设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种提高无轴承旋翼气弹稳定性的装置及其设计方法，属于直升机动力学领域。本发明在旋翼桨毂和扭转套之间增加了摆振销，设计方法首先确定设计变量以及各个设计变量的上、下限，根据设计需求将每一个设计变量在上、下限之间等间距分为若干个设计点形成一个设计空间。对设计空间中的每一个设计点对应的无轴承旋翼气弹稳定性进行求解，得到与设计空间中的设计点一一对应的表征无轴承旋翼气弹稳定性的参数。最后以设计变量的上、下限作为约束条件求解此函数，得到具有最佳的气弹稳定性的无轴承旋翼结构。本发明设置摆振销能够限制扭矩套的运动，并且可以增加桨叶的摆振阻尼，进而达到提高无轴承旋翼气弹稳定性的目的。

Description

一种提高无轴承旋翼气弹稳定性的装置及其设计方法

技术领域

本发明属于直升机动力学领域，具体涉及一种提高无轴承旋翼气弹稳定性的摆振销装置及其设计方法，可用于无轴承旋翼直升机设计。

背景技术

旋翼是为直升机飞行产生升力、前进力和操纵力的核心部件，因此其设计和分析是直升机的关键技术。传统的铰接式直升机，桨毂采用金属结构，构造复杂、重量大且维护检修成本高，寿命短，并且旋翼操纵功效较小。

无轴承旋翼系统是继铰接式、半铰接式和无铰式旋翼后产生的新型直升机旋翼系统，是目前最为先进的直升机旋翼系统之一。相对于铰接式和无铰式旋翼等直升机结构，无轴承旋翼直升机具有如下优点：首先其结构简单，零件数目少，制造成本低和操作功效高，对要求大机动的武装直升机具有特别的意义；其次无轴承旋翼采用全复合材料结构，破损安全性好，无需维护，寿命长达几万小时甚至无限寿命；最后无轴承旋翼阻力小、重量轻、外形尺寸小，因此无轴承旋翼的产生对直升机技术发展具有重要意义。

由于在无轴承旋翼中取消了传统的摆振铰、挥舞铰和变距铰，在桨叶根部采用了柔性梁结构，使得旋翼桨叶存在强烈的非线性挥舞-摆振-变距耦合，进而影响到直升机的飞行动力学特性，因此相对于其它类型直升机来说，无轴承旋翼的气动-结构耦合问题非常突出。在一定的条件下，由于这些耦合作用，各个自由度运动之间会相互激励，如果这个相互激励的作用超过了无轴承旋翼系统的阻尼，就会出现旋翼的气弹不稳定，甚至出现结构破坏。直升机要保证在飞行包线内不出现任何气弹不稳定性问题，并且还应留有足够的稳定裕度。此外为了避免过高的结构应力，无轴承旋翼桨叶往往采用面内柔软方案，这种面内柔软结构使得旋翼对气弹不稳定性比较敏感。同时扭矩套的使用导致了多路传力系统的出现，产生了载荷冗余现象，使得无轴承旋翼的气弹稳定性分析比传统的无铰式旋翼和铰接式旋翼要复杂得多。

传统的无轴承旋翼直升机的桨叶主要由主桨叶、柔性梁和扭矩套等结构组成。其中主桨叶是直升机产生升力的主要装置；柔性梁是主桨叶与桨毂连接的部件，承受较大的弯曲和扭转变形；扭矩套与主桨叶和变距拉杆连接，主要用来承受变距拉杆的变距操作力，并将其传递给主桨叶，从而实现变距操作。而由于无轴承旋翼桨叶采用面内柔软结构且存在强烈的耦合作用，气弹稳定性问题十分严重，因此如何提高旋翼的气弹稳定性是无轴承旋翼直升机设计中的重要问题。

发明内容

本发明为了克服现有技术的不足，提出了一种提高无轴承旋翼气弹稳定性的装置及其设计方法。此装置是在现有的无轴承旋翼直升机结构的基础上，考虑到扭矩套的特殊布置形式，在旋翼桨毂和扭转套之间增加了摆振销。该摆振销主要用来限制扭矩套的运动，通过合理的设计能够达到提高无轴承旋翼气弹稳定性的目的。本发明在此基础上提出了摆振销的设计方法，由于描述直升机气弹稳定性的主要参数是系统特征值的实部，如果实部小于零，则代表系统是稳定的，而且实部越小说明系统越稳定。因此本发明为了得到新的无轴承旋翼直升机具有最佳的气弹稳定性情况下的结构型式，提出了相应的设计方法，主要步骤如下：

第一步，根据设计要求确定设计变量。所述的设计变量包括摆振销的水平部分长度和垂直部分长度，如果摆振销为非刚性结构，还要包括摆振销的截面半径尺寸，所述的摆振销为圆形截面。

第二步，依据无轴承旋翼结构强度、空间等要求，确定各个设计变量的上、下限，根据设计需求将每一个设计变量在上、下限之间等间距分为若干个设计点，将各个设计变量的设计点之间依次组合，从而形成一个设计空间。

第三步，对设计空间中的每一个设计点对应的无轴承旋翼气弹稳定性进行求解，得到与设计空间中的设计点一一对应的表征无轴承旋翼气弹稳定性的参数。

第四步，采用二阶或多阶多项式响应面函数建立气弹稳定性关于设计点的函数，以设计变量的上、下限作为约束条件求解此函数，从而得到具有最佳的气弹稳定性的无轴承旋翼结构。

本发明的优点在于：

在无轴承旋翼上设置摆振销能够限制扭矩套的运动，并且可以增加桨叶的摆振阻尼，进而达到提高无轴承旋翼气弹稳定性的目的。

本发明提出的设计方法考虑了摆振销的结构型式、尺寸和位置等参数，可以得到具有最佳气弹稳定性的无轴承旋翼结构型式。

附图说明

图1是本发明中的无轴承旋翼装置结构示意图；

图2是本发明中的无轴承旋翼装置结构型式及其位置示意图；

图3是本发明中的无轴承旋翼装置的水平杆位置示意图；

图4是本发明中的摆振销设计方法流程图；

图中:

1、主桨叶；  2、扭矩套；3、柔性梁；  4、摆振销；

5、中心支承；6、桨毂；  7、变距拉杆；8、水平杆；

9、圆心；      10桨毂轴线。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进行详细说明。

本发明公开了一种提高无轴承旋翼气弹稳定性的装置及其设计方法。如图1所示，提高无轴承旋翼气弹稳定性的装置由主桨叶1、扭矩套2、柔性梁3、摆振销4、中心支承5、桨毂6、变距拉杆7和水平杆8等结构组成。主桨叶1产生旋转运动，得到直升机悬停、前飞等运动所需要的气动力。扭矩套2是位于柔性梁3外侧，并与主桨叶1和变距拉杆7连接的结构，主要用来承受变距拉杆7施加给旋翼桨叶的变距操作力矩，并将变距运动传递给主桨叶1，扭矩套2外侧与主桨叶1固定连接，而内侧仅与变距拉杆7和摆振销4连接，其余部分处于自由状态。柔性梁3是连接在主桨叶1和桨毂6之间的结构，桨叶运动中柔性梁3承受较大的弯曲和扭转变形，并将主桨叶1的振动载荷传递给桨毂6。如图2所示，摆振销4通过中心支承5和水平杆8连接在桨毂6和扭矩套2之间，主要用来限制扭矩套2的运动。摆振销4可以采用圆形或其它的截面型式。摆振销4为一个夹角为90°的双杆结构，一端通过中心支承5和水平杆8连接在桨毂6上，另一端则与扭矩套2刚性连接。在桨叶静止状态，摆振销4与中心支承5连接的部分与桨毂轴线10垂直，而摆振销4与扭矩套2连接的部分与桨毂轴线10平行，并且摆振销4位于由水平杆8和桨毂轴线10组成的平面内。摆振销4采用复合材料制造。中心支承5主要用来限制摆振销4的运动，允许其具有任意角度的旋转运动和沿水平杆8的轴向滑动，但是限制了摆振销4摆振方向和挥舞方向的运动，并将水平杆8和摆振销4连接起来。桨毂6是连接无轴承旋翼主桨叶1和机身的结构，并将旋翼桨叶的振动载荷传递给机身。变距拉杆7主要用来输入变距操作力矩，以改变直升机的升力。如图3所示，水平杆8用来连接中心支承5和桨毂6，圆心9为桨毂轴线10在水平面上的投影，水平杆8的延长线通过圆心9。

本发明提出的设计方法主要针对上述提出的装置进行气动弹性设计，以得到具有最佳气弹稳定性的无轴承旋翼装置的结构参数。图4为本发明提供的设计方法的流程图，具体步骤如下：

第一步，确定设计变量。设计变量具体为摆振销4的截面尺寸和位置等，具体描述如下：

摆振销4截面形状为圆形；截面尺寸为摆振销4的半径r；摆振销4位置由水平部分长度X、垂直部分长度Y确定，如图2所示。由此可以确定摆振销4的结构型式、尺寸和位置。

第二步，根据强度等设计要求确定设计变量的上、下限。首先摆振销4的半径需满足结构静强度和旋翼桨叶变形过程中动强度等要求，可以确定其最小半径；并且由于旋翼的空间限制和直升机重量等要求，摆振销有最大半径的限制。因此根据静动、强度、空间限制和重量等要求可以得到摆振销4半径的设计区间为[r_L r_U]，其中r_L为设计下限，r_U为设计上限。同样可以得到摆振销4垂直部分长度的设计区间为[Y_L Y_U]，其中Y_L为设计下限，在设计中满足Y_L＝0，即摆振销4的垂直部分长度可以为零；而Y_U为设计上限，在实际设计中根据桨毂轴向尺寸确定。摆振销4的水平部分长度的设计区间为[X_L X_U]，X_L为设计下限，在设计中满足X_L＝0，即摆振销4的水平部分长度也可以为零；X_U为设计上限，为扭矩套2自由端到桨毂6的水平距离。然后根据需要将各个设计参数在上、下限之间分成若干等分，摆振销半径r、摆振销4水平部分长度X和垂直部分长度Y分别表示如下：

r_s＝[r₁ r₂...r_n]

X_s＝[Y₁ Y₂...Y_m]

Y_s＝[Y₁ Y₂...Y₁]

其中n、m和l表示设计变量区间分别被划分n-1、m-1和l-1等分。然后将三个设计变量之间相互组合，这样就形成了一个n×m×l的三维设计空间，空间中的每一个点分别代表一种无轴承旋翼结构型式，因此具有n×m×l种无轴承旋翼结构型式，其中n、m和l可以具体设计情况进行选择。当摆振销为刚性结构时，半径r对气弹稳定性没有影响，此时半径为常数并取n＝1即可。

第三步，气弹稳定性求解。对由上一步得到的n×m×l设计空间中的每一个设计点所对应的旋翼系统的气弹稳定性进行求解，对于一个具体的无轴承旋翼桨叶结构的气弹稳定性求解过程如下：

(1)首先建立无轴承旋翼桨叶运动的有限元方程。无轴承旋翼桨叶由主桨叶1、柔性梁3和扭矩套2三部分组成，将这三个部分采用梁单元离散，无轴承旋翼桨叶的非线性运动方程根据Hamilton原理推导，得到无轴承旋翼桨叶的运动方程表达形式如下：

$\underset{i=1}{\overset{N_e}{\mathrm{\Σ}}}{\∫}_{t_1}^{t_2}(\mathrm{\δU}-\mathrm{\δT}-\mathrm{\δW})\mathrm{dt}=0---\left(1\right)$

其中：δU、δT和δW分别为单元应变能、动能和气动力虚功的变分，N_e是无轴承旋翼桨叶的单元总数，t₁为桨叶运动起始时刻，t₂为桨叶运动终止时刻。

对上述运动方程利用有限元方法可以得到悬停或者前飞状态下无轴承旋翼桨叶运动的有限元方程如下：

$\left[M\right]\left\{\stackrel{\·\·}{q}\right\}+\left[C\right]\left\{\stackrel{\·}{q}\right\}+\left[K\right]\left\{q\right\}=\left\{Q\right\}---\left(2\right)$

其中：[M]、[C]、[K]和{Q}分别是旋翼桨叶总体质量矩阵、阻尼矩阵、刚度矩阵和广义力向量；q是桨叶总体节点位移，

分别表示桨叶总体节点位移对时间的一阶和二阶导数。

(2)其次建立本发明提出的无轴承旋翼结构的桨叶运动方程。本发明在无轴承旋翼直升机原有结构的基础上增加了摆振销4，用来限制扭矩套2的位移。具体为摆振销4限制了扭矩套2内侧自由端的挥舞运动，并使得扭矩套2根部摆振运动与扭转运动发生耦合，如下式位移约束方程所示：

w＝Xw'

v＝Yφ+Xv'

其中：w是扭矩套2根部挥舞运动位移，w′是扭矩套2根部挥舞运动位移的斜率；v是扭矩套2根部摆振运动位移，v′是扭矩套2根部摆振运动位移的斜率；X是摆振销4水平部分长度，Y是摆振销4垂直部分长度；φ是扭矩套2根部的扭转角。

由于摆振销4的约束改变了扭矩套2根部单元的运动，因而改变了扭矩套2根部单元的刚度矩阵、质量矩阵及阻尼矩阵，根据上述的位移约束方程可以得到引入摆振销4之后的三个矩阵。

将摆振销4改变扭矩套2根部单元的刚度矩阵、质量矩阵和阻尼矩阵代入桨叶的有限元方程（2）得到无轴承旋翼桨叶运动的新方程：

$\left[M^{\′}\right]\left\{\stackrel{\·\·}{q}\right\}+\left[C^{\′}\right]\left\{\stackrel{\·}{q}\right\}+\left[K^{\′}\right]\left\{q\right\}=\left\{Q^{\′}\right\}---\left(3\right)$

其中：[M′]、[C′]、[K′]和{Q′}分别是考虑摆振销4影响的旋翼桨叶总体质量矩阵、阻尼矩阵、刚度矩阵和广义力向量。

(3)最后是气弹稳定性求解。要求解旋翼的气弹稳定性，首先必须确定桨叶的平衡位置。由于平衡位置与时间无关，因此去掉无轴承旋翼桨叶运动的有限元方程中与时间有关的项后如下:

[K′(q₀)]{q₀}＝{Q′}            （4）

采用迭代法求解上述方程，得到旋翼桨叶的平衡解q₀，q₀是桨叶平衡时的总体节点位移。假设无轴承旋翼桨叶运动的有限元方程的解q由平衡解q₀和扰动解Δq组成，即：q＝q₀+Δq，其次假设扰动运动是关于平衡位置的小扰动，可得桨叶的摄动方程为:

$\left[M^{\′}\left(q_0\right)\right]\left\{\mathrm{\Δ}\stackrel{\·\·}{q}\right\}+\left[C^{\′}\left(q_0\right)\right]\left\{\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{q}\right\}+\left[K^{\′}\left(q_0\right)\right]\left\{\mathrm{\Δq}\right\}=\left\{0\right\}---\left(5\right)$

再根据桨叶摄动方程的特征值来判断无轴承旋翼的悬停或者前飞情况下气动弹性稳定性：取一阶摆振运动的特征值，如果特征值的实部ζ小于零，那么桨叶的运动是稳定的；否则，桨叶运动不稳定。由此得到与n×m×l设计空间对应的n×m×l个代表旋翼桨叶气弹稳定性的特征值实部ζ_i(i＝12...n×m×l)，即无轴承旋翼结构的摆振阻尼。

第四步，采用二阶或多阶多项式响应面函数建立气弹稳定性关于设计点的函数，采用表征气弹稳定性的特征值的实部建立关于设计变量的二阶响应面函数形式如下：

f(r,X,Y)＝a₀+a₁r+a₂X+a₃Y+a₄rX+a₅rY

+a₆XY+a₇r²+a₈X²+a₉Y²                  (6)

其中a_i(i＝1,2...9)为响应面函数的系数，可以通过常用的响应面函数的系数求解方程得到。考虑到各个设计变量的上下限要求，并将其作为约束条件，如下：

r_L≤r≤r_U

X_L≤X≤X_U

Y_L≤Y≤Y_U

以最小化表征气弹稳定性的特征值实部为目标函数，设计参数的上、下限要求作为约束函数，采用基于敏度分析的多维约束优化算法求解，从而得到具有最佳的气弹稳定性的无轴承旋翼直升机上摆振销结构。

实施例

本实例给出了一种无轴承旋翼，旋翼的特性参数如下：桨叶数N=4，旋翼半径R=0.9144m，弦长c=0.0774m，旋翼实度σ=0.1079，旋翼额定转速Ω=817rpm，洛克数γ=5.673，变距拉杆刚度Kp=7.0×104N/m，变距拉杆到弹性轴距离d＝0.03111R，桨叶线性扭转率θ_TW=-11.3°，桨毂预锥角βp=0，桨叶翼型为VR-12，桨叶预扭角为9°，桨叶后掠角为-2°。

此算例以圆形摆振销的半径、水平部分长度和垂直部分长度作为设计变量，为了简化计算过程，此算例中将摆振销设置为刚体结构，因此半径对其基本没有影响，而摆振销水平部分长度为最小，即X＝0，此时摆振销直接通过中心支承5连接在桨毂上，而摆振销垂直部分长度设计区间为[0 0.012R]。采用本发明提供的设计方法得到：当摆振销垂直距离为0.012R时，表征气弹稳定性的特征值实部最小，即摆振阻尼最大，并且相对于不具有摆振销的结构，摆振阻尼提高了8％-10％，因此大大改善了无轴承旋翼的气弹稳定性。

Claims (2)

1.一种提高无轴承旋翼气弹稳定性的装置的设计方法，其特征在于：所述的设计方法包括如下步骤：

第一步，根据设计要求确定设计变量；

所述的设计变量包括摆振销的水平部分长度和垂直部分长度，如果摆振销为非刚性结构，还要包括摆振销的截面半径尺寸，所述的摆振销为圆形截面；

第二步，依据无轴承旋翼结构强度和空间要求，确定各个设计变量的上、下限，将每一个设计变量在上、下限之间等间距分为若干个设计点，将各个设计变量的设计点之间依次组合，从而形成一个设计空间；

第三步，对设计空间中的每一个设计点对应的无轴承旋翼气弹稳定性进行求解，得到与设计空间中的设计点一一对应的代表无轴承旋翼直升机气弹稳定性的参数；

第四步，采用二阶或多阶多项式响应面函数建立气弹稳定性关于设计点的函数，以设计变量的上、下限作为约束条件求解此函数，从而得到具有最佳的气弹稳定性的无轴承旋翼结构；所述的提高无轴承旋翼气弹稳定性的装置包括主桨叶、扭矩套、柔性梁、桨毂和变距拉杆，还包括设置在桨毂和扭转套之间的摆振销；所述的摆振销为一个夹角为90度的双杆结构，圆形截面，一端通过中心支承和水平杆连接在桨毂上；另一端则与扭矩套刚性连接；桨叶静止时，摆振销结构中与中心支承连接的部分与桨毂轴线垂直，而摆振销与扭矩套连接的部分与桨毂轴线平行。

2.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于：第三步中所述的气弹稳定性求解，过程如下：

(1)建立无轴承旋翼桨叶运动的有限元方程：

$\left[M\right]\left\{\stackrel{\·\·}{q}\right\}+\left[C\right]\left\{\stackrel{\·}{q}\right\}+\left[K\right]\left\{q\right\}=\left\{Q\right\}---\left(2\right)$

其中：[M]、[C]、[K]和{Q}分别是旋翼桨叶总体质量矩阵、阻尼矩阵、刚度矩阵和广义力向量；q是桨叶总体节点位移，

分别表示桨叶总体节点位移对时间的一阶和二阶导数；

(2)建立无轴承旋翼结构的桨叶运动方程：

$\left[M^{\′}\right]\left\{\stackrel{\·\·}{q}\right\}+\left[C^{\′}\right]\left\{\stackrel{\·}{q}\right\}+\left[K^{\′}\right]\left\{q\right\}=\left\{Q^{\′}\right\}---\left(3\right)$

其中：[M′]、[C′]、[K′]和{Q′}分别是考虑摆振销影响的旋翼桨叶总体质量矩阵、阻尼矩阵、刚度矩阵和广义力向量；

(3)气弹稳定性求解：去掉无轴承旋翼桨叶运动的有限元方程中与时间有关的项后如下:

[K′(q₀)]{q₀}＝{Q′}     （4）

采用迭代法求解上述方程，得到旋翼桨叶的平衡解q₀，q₀是桨叶平衡时的总体节点位移；假设无轴承旋翼桨叶运动的有限元方程的解q由平衡解q₀和扰动解Δq组成，即：q＝q₀+Δq，假设扰动运动是关于平衡位置的小扰动，得桨叶的摄动方程为:

$\left[M^{\′}\left(q_0\right)\right]\left\{\mathrm{\Δ}\stackrel{\·\·}{q}\right\}+\left[C^{\′}\left(q_0\right)\right]\left\{\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{q}\right\}+\left[K^{\′}\left(q_0\right)\right]\left\{\mathrm{\Δq}\right\}=\left\{0\right\}---\left(5\right)$

再根据桨叶摄动方程的特征值来判断无轴承旋翼的悬停或者前飞情况下气动弹性稳定性：取一阶摆振运动的特征值，如果特征值的实部ζ小于零，那么桨叶的运动是稳定的；否则，桨叶运动不稳定；

由此得到与n×m×l设计空间对应的n×m×l个代表旋翼桨叶气弹稳定性的特征值实部ζ_i，i＝12...n×m×l，即无轴承旋翼结构的一阶摆振阻尼。

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