一種無人直升機旋翼槳葉設(shè)計與動力學(xué)試驗

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2023年7月12日 15:45

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引言

隨著科學(xué)技術(shù)的快速發(fā)展，無人機在許多領(lǐng)域得到了成功的應(yīng)用 ^[1] 。目前無人機主要執(zhí)行的是航拍、監(jiān)測環(huán)境、農(nóng)業(yè)植保等任務(wù)載荷，且大部分無人機以多旋翼為主。多旋翼無人機是靠螺旋槳轉(zhuǎn)速的變化，來調(diào)整力和力矩的，實現(xiàn)多旋翼無人機的飛行運動控制。對多旋翼無人機的槳葉來說，一方面，槳葉尺寸越大，越難以迅速改變其速度。也正是因為如此，無人直升機主要是靠改變槳距而不是速度來改變升力。另一方面，在大載重下，槳葉的剛性需要進一步提高。不可變距的槳葉上下振動會導(dǎo)致剛性大的槳葉很容易折斷。另外，無人直升機具有載荷大、抗風(fēng)性能好等優(yōu)點。因此，也被廣泛應(yīng)用在科研搭載、大載重農(nóng)業(yè)植保、高空消防滅火、物流運輸?shù)阮I(lǐng)域。

1 技術(shù)現(xiàn)狀剖析

目前，大載重單旋翼無人直升機的槳葉系統(tǒng)市場選擇的空間較小，大部分槳葉均是某個型號專用的槳葉，互換性較低，槳葉產(chǎn)品獨立性較低。因此，根據(jù)某型單旋翼無人直升機升機動力系統(tǒng)的更換，需要重新定義設(shè)計與發(fā)動機相匹配的旋翼槳葉，才能使得整機性能最大化，復(fù)合材料槳葉的設(shè)計參考原有槳葉進行，其組成主要有大梁、蒙皮、后緣條、槳葉內(nèi)腔泡沫填充、配重等結(jié)構(gòu)組成^[2^]。其中，大梁是主要承力件。蒙皮是次要承力件。根據(jù)原有的旋翼槳葉成型工藝與配置方式，通過優(yōu)化迭代槳葉結(jié)構(gòu)、氣動效率、旋翼動特性等重要參數(shù)進行優(yōu)化設(shè)計。

2 槳葉系統(tǒng)方案

2.1總體參數(shù)

蹺蹺板式旋翼槳轂，兩片槳葉共用一個水平鉸，沒有垂直鉸，仍然有軸向鉸^[3^]。兩片槳葉的離心力在中心水平鉸處平衡，水平鉸不承受離心力，其軸承載荷大大減輕。為降低一階揮舞運動導(dǎo)致的擺振面一階諧波哥氏力，采用懸掛式結(jié)構(gòu)，即共用的水平鉸比兩片槳葉軸線的交點高出一個距離；為充分利用離心力的卸載作用，槳轂設(shè)有結(jié)構(gòu)預(yù)錐角，即兩片槳葉不在同一條直線上，而是上蹺一個角度^[4^]。

2.2結(jié)構(gòu)設(shè)計

槳葉采用金屬槳葉，其組成形式以及接口尺寸如圖 1 所示。其組成由典型的鋁合金蒙皮和 C 形的鋁合金梁組成。在槳葉根部槳柄處，采用 C 形梁和銅合金槳根加強件對槳柄和槳根進行加強，在槳葉槳填充特定泡沫。在槳尖和槳根均用鋁合金封塊與蒙皮機械連接。為使得配對的兩副旋翼具有較好的動平衡，在槳尖 C 形梁槽內(nèi)，固定銅合金配重塊進行調(diào)節(jié)。

一種無人直升機旋翼槳葉設(shè)計與動力學(xué)試驗的圖4

旋翼系統(tǒng)的旋翼半徑R 為 2.8m。槳葉翼型布置為7.5%R（220mm）~1R，槳葉厚度為 0.71%R 的翼型，采用等弦長設(shè)計其弦長為 176mm 且無扭轉(zhuǎn)角，槳尖形式為矩形槳尖，翼型截面如圖 3。槳葉結(jié)構(gòu)參數(shù)采用專用設(shè)計軟件 Bladesign 進行計算，需要選取槳葉 4 處剖面分別進行計算。其中槳葉中段典型剖面計算結(jié)果見表2。槳葉的結(jié)構(gòu)剛度為動力學(xué)校核計算提供了設(shè)計輸入，槳葉動力學(xué)計算軟件采用直升機專用設(shè)計軟件CAMRAD II 計算。

一種無人直升機旋翼槳葉設(shè)計與動力學(xué)試驗的圖5

3 氣動仿真

翼型的升阻力特性通過 CFD 軟件進行計算，計算采用二維定常求解器，湍流模型選擇 S-A 模型，翼型表面設(shè)為壁面邊界條件，遠場設(shè)為壓力遠場邊界條件 ^[5]。網(wǎng)格采用 O- 型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，計算域半徑 3.25m，網(wǎng)格數(shù)量為 84 萬，計算得出壁面 Y+ 值在 1~30 之間 , 符合要求，網(wǎng)格示意圖 2。

一種無人直升機旋翼槳葉設(shè)計與動力學(xué)試驗的圖7

通過 CFD 計算得到了翼型在 0 和 0.3~0.7 馬赫數(shù)下的翼型升力系數(shù)特性曲線，計算結(jié)果如圖 3 所示。

根據(jù)氣動仿真計算，在無氣動干擾下單幅旋翼懸停狀態(tài)的計算，用以評估旋翼的懸停能力，結(jié)果如圖4 所示。在海平面，拉起 330kg 重量，旋翼需用總距為7°，懸停效率為 0.65 ；需要的功率為 41.7kW，比發(fā)動機可提供給旋翼用的功率 61kW 有較大的余量。

在海拔 2000m，拉起 330kg 重量，旋翼需用總距為8°，懸停效率為 0.70，相對海平面有所提高。需要的功率為 42.3kW，比發(fā)動機可提供給旋翼用的功率 49.4kW余量已經(jīng)很小，此時的垂直爬升速度基本只有 2m/s。

一種無人直升機旋翼槳葉設(shè)計與動力學(xué)試驗的圖8

一種無人直升機旋翼槳葉設(shè)計與動力學(xué)試驗的圖9

4 動特性分析及試驗

4.1測試方法

通過單片槳葉動特性試驗，確定槳葉的固有頻率、振型和模態(tài)阻尼，以驗證理論計算的準確性和修正結(jié)構(gòu)參數(shù) ^[6] 。槳葉用軟橡皮繩懸掛，懸掛系統(tǒng)的固有頻率由橡皮繩的懸掛長度決定，假設(shè)懸掛長度為 L 米。依據(jù)擺動固有頻率計算公式一種無人直升機旋翼槳葉設(shè)計與動力學(xué)試驗的圖11

( g=9.8m/s2），得出懸掛系統(tǒng)的固有頻率 f1，應(yīng)滿足 f1 小于試驗機最低固有頻率 1/3，且構(gòu)成自由 - 自由狀態(tài)。試驗頻帶為2~70Hz。測量單片槳葉自由 - 自由狀態(tài)前三階揮舞、前二階擺振、一階扭轉(zhuǎn)的固有頻率、阻尼和振型。

根按所測試的振型特點布置測點。如揮舞振型，則只要在槳葉末端布置一個測點，測試槳葉橫向（Z）振動；擺振振型，在槳葉末端布置一個傳感器，測試槳葉擺動方向（Y）振動；扭轉(zhuǎn)振型，在槳葉末端的邊緣布置一個傳感器，測試槳葉橫向（Z）振動。

槳葉模態(tài)參數(shù)識別試驗，采用力錘跑點法，試驗前應(yīng)在槳葉上確定好力錘激勵位置。力錘激勵方向與所測試的振型有關(guān)，比如揮舞振型，則只要沿著槳葉長度方向設(shè)置激勵點，力錘沿著槳葉面中線橫向方向（Z）進行激勵；擺振振型，則沿著槳葉長度方向，沿著邊緣設(shè)置若干激勵點，力錘沿槳葉擺動方向（Y）進行激勵；扭轉(zhuǎn)振型，則在槳面上，沿槳葉邊緣設(shè)置若干激勵點，力錘沿著槳葉面邊緣橫向方向（Z）進行激勵。

4.2仿真與試驗對比

動特性仿真主要針對槳葉的前三階揮舞、前兩階擺振和一階扭轉(zhuǎn)進行，然后對典型測點進行幅頻曲線測試（圖 5、6）。

一種無人直升機旋翼槳葉設(shè)計與動力學(xué)試驗的圖12

一種無人直升機旋翼槳葉設(shè)計與動力學(xué)試驗的圖13

動特性試驗誤差應(yīng)小于 5%，試驗誤差通過調(diào)整頻率分辨率（相對誤差 = 頻率分辨率 / 最小模態(tài)頻率×100%）達到控制精度，根據(jù)頻率帶寬設(shè)置譜線數(shù)，使測試系統(tǒng)頻率分辨率達到最佳。從動特性仿真與試驗對比（表 3）可以看出，仿真與試驗誤差最大為 3.3%。驗證了槳葉結(jié)構(gòu)設(shè)計參數(shù)的正確性，可以用做槳葉動力學(xué)計算。

5 動力學(xué)校核設(shè)計

5.1旋翼動特性

旋翼動特性計算狀態(tài)為額定轉(zhuǎn)速，中立總距 5°，不考慮操縱線系剛度，結(jié)果見表 4。

一種無人直升機旋翼槳葉設(shè)計與動力學(xué)試驗的圖16

從表 4 結(jié)果可看出，除揮舞三階（周期型）固有頻率對應(yīng)的值為4.933不符合設(shè)計要求，但已接近50Hz 的高頻，一般振動要求范圍在 45Hz 以上可不做要求；為考慮操縱線系剛度對旋翼扭轉(zhuǎn)一階固有頻率的影響，進行靈敏度分析計算，結(jié)果見表 5。

從槳葉操作線系剛度表可以看出，由于槳葉的扭轉(zhuǎn)剛度較大，扭轉(zhuǎn)一階固有頻率很高，即使在很低的操縱線系剛度 500000N/m，扭轉(zhuǎn)一階固有頻率對應(yīng)值也是6.5 以上；在操縱線系剛度的估算值2600000N/m，扭轉(zhuǎn)一階固有頻率對應(yīng)值約為 7.64，也較好避開了氣動力 8Ω 諧波,不會引起操縱系統(tǒng)大的振動。

一種無人直升機旋翼槳葉設(shè)計與動力學(xué)試驗的圖17

5.2旋翼 / 傳動 / 發(fā)動機扭振

對旋翼 / 傳動 / 發(fā)動機扭轉(zhuǎn)系統(tǒng)，主要考慮扭振動特性及與發(fā)動機控制的穩(wěn)定性問題，旋翼與傳動及發(fā)動機耦合后，主要擺振二階（集合型）固有頻率，影響參數(shù)主要是旋翼軸剛度 ^[7] 。結(jié)果見下表 6。

一種無人直升機旋翼槳葉設(shè)計與動力學(xué)試驗的圖18

由于槳葉的擺振剛度較大，擺著二階固有頻率很高^[8]。在操縱線系剛度的估算值 40095Nm/rad，擺振二階固有頻率從 9.955 下降為 6.824，說明旋翼軸的剛度較小，對擺振二階頻率影響較大，但有效避開了旋翼通過頻率 6Ω，不會引起扭振系統(tǒng)大的強迫振動。

結(jié)論

綜上所述，本文基于某型號無人直升機平臺的旋翼系統(tǒng)，對直升機旋翼槳葉進行了氣動仿真計算并結(jié)合發(fā)動機分析其懸停效率，通過動特性試驗，驗證了仿真計算的正確性，為槳葉動力學(xué)計算提供了正確的依據(jù)，通過動力學(xué)計算，驗證了該旋翼槳葉的設(shè)計合理性。

參考文獻

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以上文章來源于航空精密制造技術(shù)

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