懸停狀態(tài)下蹺蹺板式無軸承尾槳?dú)鈴椃€(wěn)定性研究

趙文梅,李建偉,趙 軍,馮拯橋

(中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

懸停狀態(tài)下蹺蹺板式無軸承尾槳?dú)鈴椃€(wěn)定性研究

趙文梅,李建偉,趙 軍,馮拯橋

(中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

以某蹺蹺板式無軸承尾槳為研究對(duì)象，開展具有蹺蹺板與無軸承雙重結(jié)構(gòu)特性的尾槳的氣彈穩(wěn)定性分析研究。在考慮了集合型振型與周期型振型兩種尾槳振型的基礎(chǔ)上，建立蹺蹺板式無軸承尾槳?jiǎng)恿W(xué)模型，研究了尾槳轉(zhuǎn)速、尾槳總距及阻尼器阻尼剛度對(duì)尾槳擺振阻尼和阻尼比的影響。數(shù)值分析研究表明尾槳阻尼器阻尼剛度對(duì)尾槳?dú)鈴椃€(wěn)定性具有顯著影響，通過控制阻尼器剛度可以有效提高該型尾槳?dú)鈴椃€(wěn)定性。

蹺蹺板；無軸承；尾槳；阻尼器；氣彈穩(wěn)定性

0 引言

直升機(jī)尾槳作為直升機(jī)主要?jiǎng)硬考唬袚?dān)平衡反扭矩、提供航向操縱等重要作用[1]。相比于旋翼，尾槳具有尺寸小、轉(zhuǎn)速高、結(jié)構(gòu)相對(duì)簡單等特點(diǎn)，因此，很多旋翼系統(tǒng)新技術(shù)都是從尾槳系統(tǒng)最先開始使用，并逐步成熟的。無軸承旋翼系統(tǒng)作為先進(jìn)的旋翼系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)，也是在尾槳上最先開始應(yīng)用。作為一種先進(jìn)尾槳結(jié)構(gòu)型式，無軸承尾槳通過復(fù)合材料柔性梁的彈性變形取代傳統(tǒng)尾槳轂的水平鉸、垂直鉸和軸向鉸，實(shí)現(xiàn)槳葉的揮舞、擺振和變距運(yùn)動(dòng)。相比于傳統(tǒng)鉸接式尾槳，具有結(jié)構(gòu)簡單、維護(hù)方便等優(yōu)點(diǎn)。目前，無軸承尾槳在國外直升機(jī)上得到廣泛應(yīng)用，例如美國的UH-60、德國的BO-108、意大利的EH-101以及法國的AS350B1等[2]。

蹺蹺板式旋翼或尾槳，具有兩片槳葉并通過中心揮舞鉸連接，因而槳葉具有較大的繞中心鉸的整體剛性角運(yùn)動(dòng)。蹺蹺板式尾槳具有結(jié)構(gòu)簡單，易于維護(hù)等優(yōu)點(diǎn)，多用于輕型直升機(jī)。目前，我國正開展無軸承旋翼系統(tǒng)的相關(guān)研究工作[3-5]，蹺蹺板式無軸承尾槳作為無軸承型旋翼或尾槳系統(tǒng)的一個(gè)重要應(yīng)用，一方面具有無軸承尾槳的特點(diǎn)，兩片尾槳葉通過柔性梁連接在一起；另一方面具有蹺蹺板式尾槳的特點(diǎn)，尾槳葉與尾槳轂通過水平布置的彈性揮舞鉸連接起來，在融合兩者的優(yōu)點(diǎn)的基礎(chǔ)上，也給設(shè)計(jì)與分析工作帶來了新的難點(diǎn)。

蹺蹺板式無軸承尾槳雖然結(jié)構(gòu)簡單,但是動(dòng)力學(xué)特性相比于傳統(tǒng)的鉸接式結(jié)構(gòu)發(fā)生了顯著改變。其一，槳葉載荷通過柔性元件的多路線傳遞給槳轂，導(dǎo)致傳力路徑與傳力特性相對(duì)復(fù)雜；其二就是蹺蹺板無軸承尾槳具有復(fù)雜的彎曲-扭轉(zhuǎn)耦合特征；其三就是蹺蹺板式無軸承尾槳揮舞方向在對(duì)稱載荷作用下是固支的，在反對(duì)稱載荷下是鉸支的。正是蹺蹺板式無軸承尾槳特殊的結(jié)構(gòu)特性與復(fù)雜的力學(xué)特性，使得蹺蹺板式無軸承尾槳的氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性分析工作具有研究價(jià)值，也是直升機(jī)尾槳設(shè)計(jì)亟待解決的問題。國內(nèi)對(duì)于無軸承旋翼或尾槳開展了廣泛的研究：高文杰[3-4]對(duì)具有復(fù)合材料柔性梁的無軸承旋翼進(jìn)行了懸停狀態(tài)的氣彈穩(wěn)定性分析；鄧景輝等[5]對(duì)無軸承尾槳的柔性元件的設(shè)計(jì)開展了計(jì)算分析工作；江湘清等[6]對(duì)懸停狀態(tài)下的無軸承尾槳開展了氣彈穩(wěn)定性分析工作。但在蹺蹺板式無軸承尾槳的氣彈穩(wěn)定性分析方面國內(nèi)尚未開展全面的研究工作。

本文以某蹺蹺板式無軸承尾槳為研究對(duì)象，首先介紹了蹺蹺板式無軸承尾槳的結(jié)構(gòu)，然后基于CAMRADII軟件建立了具有蹺蹺板和無軸承雙重結(jié)構(gòu)特性的尾槳?jiǎng)恿W(xué)模型，最后從尾槳轉(zhuǎn)速、尾槳總距以及阻尼器阻尼剛度三個(gè)方面，開展了蹺蹺板式無軸承尾槳的氣彈穩(wěn)定性分析研究。

1 蹺蹺板式無軸承尾槳的結(jié)構(gòu)參數(shù)

蹺蹺板式無軸承尾槳的尾槳葉柔性梁通過兩個(gè)螺栓與上、下夾板相連，下夾板通過一個(gè)螺栓和叉形件連接。尾槳的主要結(jié)構(gòu)參數(shù)如表1所示：

表1 蹺蹺板式無軸承尾槳的結(jié)構(gòu)參數(shù)

2 蹺蹺板式無軸承尾槳?jiǎng)恿W(xué)模型

基于AMI公司開發(fā)的旋翼動(dòng)力學(xué)與空氣動(dòng)力學(xué)分析軟件——CAMRADII軟件，利用其中的顫振分析模塊，建立尾槳?jiǎng)恿W(xué)分析模型，開展尾槳?dú)鈴椃€(wěn)定性分析研究。由于CAMRADII軟件只有蹺蹺板尾槳和無軸承尾槳的計(jì)算模塊，而沒有針對(duì)蹺蹺板式無軸承尾槳的計(jì)算模塊，本文在無軸承尾槳模型的基礎(chǔ)上加入蹺蹺板尾槳葉的揮舞中心鉸，從而實(shí)現(xiàn)了蹺蹺板式無軸承尾槳的建模。首先，將蹺蹺板式無軸承尾槳作為工程梁處理：以袖套、槳葉作為第一根梁，采用具有二階非線性計(jì)及結(jié)構(gòu)阻尼的中等變形彈性梁模型；以柔性梁作為第二根梁，采用有限旋轉(zhuǎn)大變形梁模型，其次，將它們分別在袖套連接點(diǎn)和支撐軸承連接點(diǎn)處進(jìn)行變形協(xié)調(diào)，構(gòu)成雙路傳力結(jié)構(gòu)，以便能較好地描述根部柔性梁結(jié)構(gòu)的大變形。最后在兩片槳葉與槳轂連接的夾板夾持區(qū)作剛性段處理，并在夾板中央布置揮舞鉸?？紤]到蹺蹺板尾槳的特點(diǎn)：揮舞方向在對(duì)稱載荷作用下是固支的，兩片尾槳葉揮舞振動(dòng)是同相的，尾槳整體振型為集合型；在反對(duì)稱載荷下是鉸支的，兩片尾槳葉揮舞振動(dòng)相位相差π，尾槳整體振型為周期型。在對(duì)稱載荷作用下將揮舞鉸關(guān)閉，在反對(duì)稱載荷作用下將揮舞鉸打開。圖1描述了所建立的蹺蹺板式無軸承尾槳?jiǎng)恿W(xué)計(jì)算模型。

翼型二元?dú)鈩?dòng)特性計(jì)算采用準(zhǔn)定常理論，其升力系數(shù)、阻力系數(shù)、力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)、攻角的變化關(guān)系來源于翼型風(fēng)洞吹風(fēng)數(shù)據(jù)表。尾槳入流模型采用Dress線性入流模型。尾槳?dú)鈩?dòng)力計(jì)算考慮槳尖損失的影響，并計(jì)及槳葉的氣動(dòng)負(fù)扭轉(zhuǎn)。而氣彈穩(wěn)定性計(jì)算則同時(shí)考慮氣動(dòng)阻尼和結(jié)構(gòu)阻尼的影響。因?yàn)閾]舞方向和扭轉(zhuǎn)方向的氣動(dòng)阻尼較大，不易出現(xiàn)氣彈不穩(wěn)定問題，所以本文僅考慮擺振方向的擺振阻尼及阻尼比隨轉(zhuǎn)速、總距及支撐軸承阻尼剛度變化的情況。

圖1 蹺蹺板式無軸承尾槳?jiǎng)恿W(xué)計(jì)算模型

3 蹺蹺板式無軸承尾槳?dú)鈴椃€(wěn)定性仿真分析

3.1 尾槳轉(zhuǎn)速對(duì)氣彈穩(wěn)定性的影響

考慮尾槳轉(zhuǎn)速在0.4倍至1.2倍額定轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)變化，圖2和圖3分別顯示了尾槳整體振型為集合型和周期型時(shí)，擺振阻尼及阻尼比隨尾槳轉(zhuǎn)速變化的結(jié)果。數(shù)值分析結(jié)果表明，集合型與周期型兩種整體振型在低轉(zhuǎn)速狀態(tài)下擺振阻尼和阻尼比變化不大，而在高轉(zhuǎn)速狀態(tài)時(shí)，集合型的阻尼和阻尼比有所升高，周期型的阻尼和阻尼比有所降低，兩者呈現(xiàn)相反的變化趨勢(shì)。因此，在高轉(zhuǎn)速狀態(tài)，尾槳轉(zhuǎn)速對(duì)尾槳?dú)鈴椃€(wěn)定性具有一定影響。

圖2 尾槳集合型整體振型擺振阻尼與阻尼比隨轉(zhuǎn)速比的變化

圖3 尾槳周期型整體振型擺振阻尼與阻尼比隨轉(zhuǎn)速比的變化

3.2 尾槳總距對(duì)氣彈穩(wěn)定性的影響

圖4和圖5分別顯示了尾槳整體振型為集合型和周期型，尾槳總距在-9.5°至17.5°變化時(shí)，擺振阻尼及阻尼比隨尾槳總距變化的結(jié)果。數(shù)值分析結(jié)果表明尾槳整體振型無論是集合型還是周期型，在偏離中立總距(7°)時(shí)，阻尼和阻尼比呈現(xiàn)強(qiáng)烈的非線性變化。但是，兩者的變化趨勢(shì)顯著不同，集合型的擺振阻尼及阻尼比在尾槳總距為0°時(shí)最小，而周期型的擺振阻尼及阻尼比在尾槳總距為17.5°時(shí)最小。因此，尾槳總距變化對(duì)尾槳?dú)鈴椃€(wěn)定性有重要影響，尤其是在最大總距和0°總距時(shí)氣彈穩(wěn)定性最差。

圖4 尾槳集合型整體振型擺振阻尼與阻尼比隨總距的變化

圖5 尾槳周期型整體振型擺振阻尼與阻尼比隨總距的變化

3.3 阻尼器性能對(duì)氣彈穩(wěn)定性的影響

支撐軸承作為尾槳葉和柔性梁的連接件，可以提供一定的擺振阻尼，作為雙路傳力的一個(gè)傳力路徑，其阻尼剛度對(duì)氣彈穩(wěn)定性的影響值得探討?？紤]阻尼器的阻尼剛度在60N/m至45700N/m范圍內(nèi)變化，表2和圖6給出了一階擺振阻尼隨阻尼器阻尼剛度變化的情況。數(shù)值分析結(jié)果顯示，對(duì)于兩種振型，擺振阻尼隨阻尼器阻尼剛度的變化趨勢(shì)一致，且阻尼剛度在3050N/m附近時(shí)獲得最大一階擺振阻尼，此時(shí)尾槳的氣彈穩(wěn)定性最好。而隨著阻尼器阻尼剛度繼續(xù)增大，一階擺振阻尼則逐步減小。由此可知，將尾槳阻尼器阻尼剛度控制在3050±2000N/m范圍之內(nèi)，對(duì)提高該型蹺蹺板式無軸承尾槳穩(wěn)定性是一種有效的辦法。

表2 一階擺振阻尼隨阻尼器阻尼剛度變化

圖6 一階擺振阻尼隨阻尼器阻尼剛度的變化

4 結(jié)論

本文基于商業(yè)軟件CAMRADII建立了蹺蹺板式無軸承尾槳的動(dòng)力學(xué)模型，分別考慮尾槳整型為集合型和周期型時(shí)，尾槳轉(zhuǎn)速、尾槳總距以及阻尼器阻尼剛度對(duì)于尾槳?dú)鈴椃€(wěn)定性的影響。數(shù)值分析計(jì)算結(jié)果表明，尾槳轉(zhuǎn)速和總距對(duì)于蹺蹺板式無軸承尾槳的氣彈穩(wěn)定性具有顯著影響，但是限制尾槳轉(zhuǎn)速和總距變化范圍會(huì)使尾槳的機(jī)動(dòng)性能降低，不利于工程設(shè)計(jì)使用；而通過對(duì)阻尼器阻尼剛度對(duì)尾槳?dú)鈴椃€(wěn)定性的影響的分析研究發(fā)現(xiàn)，將尾槳阻尼器阻尼剛度控制在3050±2000N/m范圍之內(nèi)，可以有效提高該型蹺蹺板式無軸承尾槳的氣彈穩(wěn)定性。

[1] 張呈林. 直升機(jī)部件設(shè)計(jì)[M]. 南京：航空專業(yè)教材編審組,1986.

[2] 倪先平. 直升機(jī)手冊(cè)[M]. 北京：航空工業(yè)出版社, 2003.

[3] 高文杰, 張 野. 考慮耦合變形的無軸承旋翼氣彈穩(wěn)定性分析[J].沈陽航空工業(yè)學(xué)院學(xué)報(bào)?, 2010，27(5): 1-5.

[4] 高文杰, 呂冬青. 具有復(fù)合材料柔性梁的無軸承旋翼氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性[J]. 振動(dòng)與沖擊, 2012，31(22): 151-156.

[5] 鄧景輝, 吳明忠, 洪 蛟, 等. 復(fù)合材料無軸承尾槳柔性元件設(shè)計(jì)計(jì)算分析[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2004, 36(1): 82-86.

[6] 江湘清, 張呈林, 王浩文, 等. 懸停狀態(tài)下無軸承尾槳?dú)鈴椃€(wěn)定性分析[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2001, 33(3): 82-86.

Aeroelastic Stability Analysis for Bearingless-Teeter Tail Rotor

ZHAO Wenmei, LI Jianwei, ZHAO Jun, FENG Zhenqiao

(China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezheng 333001，China)

In the background of bearingless-teeter tail rotor, considering the structure characters of both teeter rotor and bearingless rotor, a numerical method for aeroelastic stability analysis was developed. With considering collective mode and cycle mode of tail rotor, also with establishing the dynamical model of bearlingness-teeter rotor, the effects on the lag damping and damping ratio of tail rotor were researched by considering three aspects, including the rotate speed, collective and the damper stiffness of tail rotor. Numerical analysis showed that the stiffness of tail rotor damper had a significant effect on the aeroelastic stability of tail rotor; through controlling the stiffness of damper could effectively improve the aeroelastic stability of tail rotor.

bearingless; tail rotor; damper; aeroelasticity

2015-08-31 作者簡介：趙文梅(1986-)，女，甘肅敦煌人，碩士，工程師，主要研究方向：直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)。

1673-1220(2016)01-007-04

V211.47

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