CN111216920B - 一种无人直升机的旋翼t头轴承选型方法及装置 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种无人直升机的旋翼T头轴承选型方法及装置，通过选取多组不同的设计变量，依据无人直升机的悬停需用功率，确定目标设计变量；计算所述无人直升机的操纵参数和挥舞参数；依据所述操纵参数和所述挥舞参数，计算所述无人直升机的受力参数；依据所述目标设计变量、所述操纵参数、所述挥舞参数和所述受力参数，计算所述无人直升机上桨盘不同方位上的桨叶离心力和桨叶根部最大弯矩；依据所述桨叶离心力和所述桨叶根部最大弯矩，对所述无人直升机的旋翼T头轴承进行选型。其通过对无人直升机旋翼进行气动计算，可以很方便的选取无人直升机的设计变量，进而减少设计时间，实现了方便快捷的对无人直升机旋翼T头轴承进行选型。
Description
技术领域
本发明涉及无人直升机技术领域，更具体地说，涉及一种无人直升机的旋翼T头轴承选型方法及装置。
背景技术
无人直升机旋翼T头轴承的选型需要对无人直升机旋翼进行气动计算，这是一个繁琐的过程。
那么，如何提供一种方便快捷的方法对无人直升机旋翼T头轴承进行选型，是本领域技术人员亟待解决的问题。
发明内容
有鉴于此，为解决上述问题，本发明提供一种无人直升机的旋翼T头轴承选型方法及装置，技术方案如下：
一种无人直升机的旋翼T头轴承选型方法，所述旋翼T头轴承选型方法包括：
选取多组不同的旋翼半径、弦长和桨叶尖部线速度，绘制悬停需用功率三维图，依据无人直升机实际的悬停需用功率，确定旋翼半径、弦长和桨叶尖部线速度，即目标设计变量；
计算所述无人直升机的操纵参数和挥舞参数；
依据所述操纵参数和所述挥舞参数，计算所述无人直升机的受力参数；
依据所述目标设计变量、所述操纵参数、所述挥舞参数和所述受力参数，计算所述无人直升机上桨盘不同方位上的桨叶离心力和桨叶根部最大弯矩；
依据所述桨叶离心力和所述桨叶根部最大弯矩，对所述无人直升机的旋翼T头轴承进行选型。
优选的，在上述旋翼T头轴承选型方法中，所述操纵参数包括：旋翼纵向周期变距、旋翼横向周期变距和总距；
所述挥舞参数包括：旋翼后倒角、旋翼侧倒角和旋翼锥角。
优选的，在上述旋翼T头轴承选型方法中，所述计算所述无人直升机的操纵参数和挥舞参数，包括：
依据纵向力平衡方程，计算所述旋翼后倒角；
联立解升力系数方程和旋翼后倒角方程，计算所述旋翼纵向周期变距、所述旋翼横向周期变距和所述总距；
依据所述旋翼纵向周期变距，计算所述旋翼锥角；
依据所述旋翼横向周期变距和所述旋翼锥角，计算所述旋翼侧倒角。
优选的，在上述旋翼T头轴承选型方法中，所述依据所述操纵参数和所述挥舞参数，计算所述无人直升机的受力参数，包括：
依据所述旋翼纵向周期变距、所述旋翼横向周期变距、所述总距、所述旋翼后倒角、所述旋翼侧倒角和所述旋翼锥角，计算所述无人直升机的桨盘平面的后向力和侧向力。
优选的，在上述旋翼T头轴承选型方法中，所述依据所述目标设计变量、所述操纵参数、所述挥舞参数和所述受力参数，计算所述无人直升机上桨盘不同方位上的桨叶离心力和桨叶根部最大弯矩，包括：
依据所述旋翼纵向周期变距、所述旋翼横向周期变距、所述总距、所述旋翼后倒角、所述旋翼侧倒角和所述旋翼锥角，以及结合桨盘入流比和诱导速度，计算所述无人直升机上桨盘不同方位上的桨叶离心力和桨叶根部最大弯矩。
一种无人直升机的旋翼T头轴承选型装置，所述旋翼T头轴承选型装置包括：
选取模块，用于选取多组不同的旋翼半径、弦长和桨叶尖部线速度，绘制悬停需用功率三维图，依据无人直升机实际的悬停需用功率，确定旋翼半径、弦长和桨叶尖部线速度，即目标设计变量；
第一计算模块，用于计算所述无人直升机的操纵参数和挥舞参数；
第二计算模块，用于依据所述操纵参数和所述挥舞参数，计算所述无人直升机的受力参数；
第三计算模块，用于依据所述目标设计变量、所述操纵参数、所述挥舞参数和所述受力参数，计算所述无人直升机上桨盘不同方位上的桨叶离心力和桨叶根部最大弯矩；
选型模块，用于依据所述桨叶离心力和所述桨叶根部最大弯矩，对所述无人直升机的旋翼T头轴承进行选型。
优选的，在上述旋翼T头轴承选型装置中，所述操纵参数包括：旋翼纵向周期变距、旋翼横向周期变距和总距；
所述挥舞参数包括：旋翼后倒角、旋翼侧倒角和旋翼锥角。
优选的，在上述旋翼T头轴承选型装置中，所述无人直升机的受力参数包括：所述无人直升机的桨盘平面的后向力和侧向力。
相较于现有技术，本发明实现的有益效果为：
本发明提供的无人直升机的旋翼T头轴承选型方法通过选取多组不同的设计变量，依据无人直升机的悬停需用功率，确定目标设计变量；计算所述无人直升机的操纵参数和挥舞参数；依据所述操纵参数和所述挥舞参数，计算所述无人直升机的受力参数；依据所述目标设计变量、所述操纵参数、所述挥舞参数和所述受力参数，计算所述无人直升机上桨盘不同方位上的桨叶离心力和桨叶根部最大弯矩；依据所述桨叶离心力和所述桨叶根部最大弯矩，对所述无人直升机的旋翼T头轴承进行选型。
该旋翼T头轴承选型方法通过对无人直升机旋翼进行气动计算，可以很方便的选取无人直升机的设计变量，进而减少设计时间，实现了方便快捷的对无人直升机旋翼T头轴承进行选型。
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，下面将对实施例或现有技术描述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，还可以根据提供的附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的一种无人直升机的旋翼T头轴承选型方法的流程示意图；
图2为本发明实施例提供的一种参数对比示意图；
图3为本发明实施例提供的一种无人直升机的旋翼T头轴承选型装置的结构示意图。
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。
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。
参考图1，图1为本发明实施例提供的一种无人直升机的旋翼T头轴承选型方法的流程示意图。
所述旋翼T头轴承选型方法包括：
S101：选取多组不同的设计变量，依据无人直升机的悬停需用功率，确定目标设计变量。
在该步骤中，所述设计变量包括：旋翼半径、弦长、桨叶尖部线速度以及已知的无人直升机最大起飞重量。
参考图2，图2为本发明实施例提供的一种参数对比示意图。
通过选取不同的旋翼半径、弦长和桨叶尖部线速度，绘制如图2所示的悬停需用功率三维示意图，结合实际无人直升机悬停需用功率，确定最终的旋翼半径、弦长和桨叶尖部线速度，即目标设计变量。
进一步的，悬停需用功率系数计算公式如公式（1）所示：
其中，C p 表示悬停需用功率系数；
C pi 表示旋翼诱导功率系数；
C p0表示旋翼型阻功率系数；
J 0表示诱导功率修正系数；
λ i 表示诱导入流比；
C T 表示旋翼升力系数；
σ表示旋翼实度；
C d0表示旋翼平均阻力系数；
μ表示前进比。
进一步的，整个无人直升机的悬停需用功率计算公式如公式（2）所示：
其中，P xu 表示悬停需用功率；
f p 表示功率因子；
ξ表示功率传递系数。
S102：计算所述无人直升机的操纵参数和挥舞参数。
在该步骤中，所述操纵参数包括：旋翼纵向周期变距、旋翼横向周期变距和总距；
所述挥舞参数包括：旋翼后倒角、旋翼侧倒角和旋翼锥角。
S103：依据所述操纵参数和所述挥舞参数，计算所述无人直升机的受力参数。
在该步骤中，所述无人直升机的受力参数包括：所述无人直升机的桨盘平面的后向力和侧向力。
S104：依据所述目标设计变量、所述操纵参数、所述挥舞参数和所述受力参数，计算所述无人直升机上桨盘不同方位上的桨叶离心力和桨叶根部最大弯矩。
S105：依据所述桨叶离心力和所述桨叶根部最大弯矩，对所述无人直升机的旋翼T头轴承进行选型。
在该实施例中，该旋翼T头轴承选型方法通过对无人直升机旋翼进行气动计算，可以很方便的选取无人直升机的设计变量，进而减少设计时间，实现了方便快捷的对无人直升机旋翼T头轴承进行选型。
进一步的，基于本发明上述实施例，所述计算所述无人直升机的操纵参数和挥舞参数，包括：
依据纵向力平衡方程，计算所述旋翼后倒角。
具体的，所述纵向力平衡方程如公式（3）所示：
其中，T′表示合成后的拉力，即一个旋翼产生的拉力和侧向力在竖直方向上的合力，需要说明书的是，该初始值可以是最大起飞重量的一半；
β 1c 表示旋翼后倒角；
h表示旋翼主轴中心与无人直升机重心的垂向距离；
x GG 表示旋翼主轴中心与无人直升机重心的纵向距离；
H TPP 表示桨盘平面上的后向力，需要说明的是，其初始值可根据实际经验获得；
MYF表示无人直升机自身产生的俯仰力矩，需要说明的是，该值可根据实验数据进行估算；
M k 表示旋翼反扭矩，需要说明的是，该初始值可以由没有修正需用功率估算；
δ sj 表示旋翼主轴侧倒角，为定值。
需要说明的是，由于旋翼后倒角β 1c 一般较小，因此，sin(β 1c )≈β 1c ，cos(β 1c )≈1。
进一步的，依据上下方向纵向力平衡方程和水平方向纵向力平衡方程，计算桨盘迎角。
上下方向纵向力平衡方程如公式（4）所示：
水平方向纵向力平衡方程如公式（5）所示：
其中，W表示无人直升机最大起飞重量；
RotNum表示无人直升机的旋翼个数；
α TPP 表示桨盘迎角，即来流速度与桨盘的夹角；
θ FP 表示无人直升机的爬升角，无人直升机的爬升角竖直飞行为90°，水平飞行为0°；
D表示气动阻力，其与前飞速度成正比；
H HP 表示桨毂平面的旋翼后向力，H HP = H TPP －β 1c ×T；
T 表示一个旋翼产生的拉力，其为已知量。
联立解升力系数方程和旋翼后倒角方程，计算所述旋翼纵向周期变距、所述旋翼横向周期变距和所述总距。
具体的，首先计算桨盘入流比和诱导速度。
桨盘入流比λ TPP = μ×tan(α TPP )+v 1_；
诱导速度 
；
其中，λ TPP 表示桨盘入流比；
v 1_表示无量纲化后的诱导速度，其初始值可根据实际经验获得。
联立解升力系数方程和旋翼后倒角方程，计算所述旋翼纵向周期变距、所述旋翼横向周期变距和所述总距，联立后总距方程如公式（6）所示：
联立后旋翼纵向周期变距方程如公式（7）所示：
其中，θ 75 表示旋翼总距；
θ 1s 表示旋翼纵向周期变距；
a ∞表示旋翼桨叶升力系数斜率，其为已知量；
θ tw 表示旋翼桨叶扭度。
需要说明的是，交叉双旋翼无人直升机，前飞时，左右两个旋翼横向力平衡，则旋翼横向周期变距为0。
依据所述旋翼纵向周期变距和旋翼锥角方程，计算所述旋翼锥角。
具体的，将旋翼纵向周期变距代入旋翼锥角方程，计算旋翼锥角。
旋翼锥角方程如公式（8）所示：
其中，β 0 表示旋翼锥角；
γ表示洛克数，γ= a ∞×c×ρ×R 4 /2I ye ；
c表示桨叶弦长；
ρ表示空气密度；
R表示桨叶半径；
I ye 表示桨叶的质量惯矩。
依据所述旋翼横向周期变距和所述旋翼锥角，计算所述旋翼侧倒角。
具体的，由于交叉双旋翼无人直升机，前飞时，左右两个旋翼横向力平衡，则旋翼横向周期变距为0，因此，旋翼侧倒角为：
其中，β 1s 表示旋翼侧倒角；
β 0 表示旋翼锥角。
进一步的，基于本发明上述实施例，所述依据所述操纵参数和所述挥舞参数，计算所述无人直升机的受力参数，包括：
依据所述旋翼纵向周期变距、所述旋翼横向周期变距、所述总距、所述旋翼后倒角、所述旋翼侧倒角和所述旋翼锥角，计算所述无人直升机的桨盘平面的后向力和侧向力。
在该实施例中，所述无人直升机的桨盘平面的后向力如公式（9）所示：
所述无人直升机的桨盘平面的侧向力如公式（10）所示：
其中，f F 为旋翼力的特征值，f F = π×ρ×Ω 2 ×R 4 ；
π表示圆周率3.1415926；
Ω表示旋翼转速；
θ 1c 表示横向周期变距。
进一步的，基于本发明上述实施例，所述依据所述目标设计变量、所述操纵参数、所述挥舞参数和所述受力参数，计算所述无人直升机上桨盘不同方位上的桨叶离心力和桨叶根部最大弯矩，包括：
依据所述旋翼纵向周期变距、所述总距、所述旋翼后倒角、所述旋翼侧倒角和所述旋翼锥角，以及结合桨盘入流比和诱导速度，计算所述无人直升机上桨盘不同方位上的桨叶离心力和桨叶根部最大弯矩。
在该实施例中，计算所述无人直升机上桨盘不同方位上的桨叶离心力和桨叶根部最大弯矩时，桨叶展向使用高斯积分，周向分成360份进行最终比较。由于旋翼会有挥舞运动，因此桨叶根部最后会得到一个最大弯矩，而旋翼旋转时转速不变，离心力不变。
具体的，计算桨叶离心力，如下：
采用高斯积分进行计算，首先将积分区间换到[－1，1]上，然后计算特征点的数值，之后对特征点求得的数值进行修正，最后所有特征点求和；
其中，j表示高斯积分特征点位次；
dC(j)表示特征点没有进行修正的离心力数值；
G ye 表示桨叶质量；
r(j)表示特征点处与旋翼主轴中心的距离换算到[－1, 1]区间后的值；
w(j)表示高斯积分修正系数；
C(i, j)表示桨叶在周向不同位置处的离心力。
具体的，计算桨叶根部最大弯矩，如下：
高斯积分的运用同离心力计算，最后需要对周向上不同点数值进行比较；
其中，i表示周向分部位次；
M c (i)表示周向上第i个点处的桨叶根部弯矩；
β表示挥舞角，β=β 0+β 1c ×cos(ψ)+β 1s ×sin(ψ)；
其中，ψ表示桨叶在桨盘上的方位角。
需要说明的是，上述公式的求解是一个迭代求解的过程，其判断条件可以是后向力和侧向力收敛。
基于本发明上述全部实施例，在本发明另一实施例中还提供了一种无人直升机的旋翼T头轴承选型装置，参考图3，图3为本发明实施例提供的一种无人直升机的旋翼T头轴承选型装置的结构示意图。
所述旋翼T头轴承选型装置包括：
选取模块，用于选取多组不同的设计变量，依据无人直升机的悬停需用功率，确定目标设计变量；
第一计算模块，用于计算所述无人直升机的操纵参数和挥舞参数；
第二计算模块，用于依据所述操纵参数和所述挥舞参数，计算所述无人直升机的受力参数；
第三计算模块，用于依据所述目标设计变量、所述操纵参数、所述挥舞参数和所述受力参数，计算所述无人直升机上桨盘不同方位上的桨叶离心力和桨叶根部最大弯矩；
选型模块，用于依据所述桨叶离心力和所述桨叶根部最大弯矩，对所述无人直升机的旋翼T头轴承进行选型。
进一步的，基于本发明上述实施例，所述设计变量包括：
旋翼半径、弦长和桨叶尖部线速度。
进一步的，基于本发明上述实施例，所述操纵参数包括：旋翼纵向周期变距、旋翼横向周期变距和总距；
所述挥舞参数包括：旋翼后倒角、旋翼侧倒角和旋翼锥角。
进一步的，基于本发明上述实施例，所述无人直升机的受力参数包括：所述无人直升机的桨盘平面的后向力和侧向力。
需要说明的是，本发明提供的一种旋翼T头轴承选型装置和旋翼T头轴承选型方法的原理相同，在此不再赘述。
以上对本发明所提供的一种无人直升机的旋翼T头轴承选型方法及装置进行了详细介绍，本文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。
需要说明的是，本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可。对于实施例公开的装置而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
还需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备所固有的要素，或者是还包括为这些过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。
Claims (8)
1.一种无人直升机的旋翼T头轴承选型方法，其特征在于，所述旋翼T头轴承选型方法包括：
选取多组不同的旋翼半径、弦长和桨叶尖部线速度，绘制悬停需用功率三维图，依据无人直升机实际的悬停需用功率，确定旋翼半径、弦长和桨叶尖部线速度，即目标设计变量；
计算所述无人直升机的操纵参数和挥舞参数；
依据所述操纵参数和所述挥舞参数，计算所述无人直升机的受力参数；
依据所述目标设计变量、所述操纵参数、所述挥舞参数和所述受力参数，计算所述无人直升机上桨盘不同方位上的桨叶离心力和桨叶根部最大弯矩；
依据所述桨叶离心力和所述桨叶根部最大弯矩，对所述无人直升机的旋翼T头轴承进行选型。
2.根据权利要求1所述的旋翼T头轴承选型方法，其特征在于，所述操纵参数包括：旋翼纵向周期变距、旋翼横向周期变距和总距；
所述挥舞参数包括：旋翼后倒角、旋翼侧倒角和旋翼锥角。
3.根据权利要求2所述的旋翼T头轴承选型方法，其特征在于，所述计算所述无人直升机的操纵参数和挥舞参数，包括：
依据纵向力平衡方程，计算所述旋翼后倒角；
联立解升力系数方程和旋翼后倒角方程，计算所述旋翼纵向周期变距、所述旋翼横向周期变距和所述总距；
依据所述旋翼纵向周期变距，计算所述旋翼锥角；
依据所述旋翼横向周期变距和所述旋翼锥角，计算所述旋翼侧倒角。
4.根据权利要求3所述的旋翼T头轴承选型方法，其特征在于，所述依据所述操纵参数和所述挥舞参数，计算所述无人直升机的受力参数，包括：
依据所述旋翼纵向周期变距、所述旋翼横向周期变距、所述总距、所述旋翼后倒角、所述旋翼侧倒角和所述旋翼锥角，计算所述无人直升机的桨盘平面的后向力和侧向力。
5.根据权利要求4所述的旋翼T头轴承选型方法，其特征在于，所述依据所述目标设计变量、所述操纵参数、所述挥舞参数和所述受力参数，计算所述无人直升机上桨盘不同方位上的桨叶离心力和桨叶根部最大弯矩，包括：
依据所述旋翼纵向周期变距、所述旋翼横向周期变距、所述总距、所述旋翼后倒角、所述旋翼侧倒角和所述旋翼锥角，以及结合桨盘入流比和诱导速度，计算所述无人直升机上桨盘不同方位上的桨叶离心力和桨叶根部最大弯矩。
6.一种无人直升机的旋翼T头轴承选型装置，其特征在于，所述旋翼T头轴承选型装置包括：
选取模块，用于选取多组不同的旋翼半径、弦长和桨叶尖部线速度，绘制悬停需用功率三维图，依据无人直升机实际的悬停需用功率，确定旋翼半径、弦长和桨叶尖部线速度，即目标设计变量；
第一计算模块，用于计算所述无人直升机的操纵参数和挥舞参数；
第二计算模块，用于依据所述操纵参数和所述挥舞参数，计算所述无人直升机的受力参数；
第三计算模块，用于依据所述目标设计变量、所述操纵参数、所述挥舞参数和所述受力参数，计算所述无人直升机上桨盘不同方位上的桨叶离心力和桨叶根部最大弯矩；
选型模块，用于依据所述桨叶离心力和所述桨叶根部最大弯矩，对所述无人直升机的旋翼T头轴承进行选型。
7.根据权利要求6所述的旋翼T头轴承选型装置，其特征在于，所述操纵参数包括：旋翼纵向周期变距、旋翼横向周期变距和总距；
所述挥舞参数包括：旋翼后倒角、旋翼侧倒角和旋翼锥角。
8.根据权利要求6所述的旋翼T头轴承选型装置，其特征在于，所述无人直升机的受力参数包括：所述无人直升机的桨盘平面的后向力和侧向力。
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| CN111216920A (zh) | 2020-06-02 |
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