懸停狀態下蹺蹺板式無軸承尾槳氣彈穩定性研究

趙文梅,李建偉,趙 軍,馮拯橋

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

懸停狀態下蹺蹺板式無軸承尾槳氣彈穩定性研究

趙文梅,李建偉,趙 軍,馮拯橋

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

以某蹺蹺板式無軸承尾槳為研究對象，開展具有蹺蹺板與無軸承雙重結構特性的尾槳的氣彈穩定性分析研究。在考慮了集合型振型與周期型振型兩種尾槳振型的基礎上，建立蹺蹺板式無軸承尾槳動力學模型，研究了尾槳轉速、尾槳總距及阻尼器阻尼剛度對尾槳擺振阻尼和阻尼比的影響。數值分析研究表明尾槳阻尼器阻尼剛度對尾槳氣彈穩定性具有顯著影響，通過控制阻尼器剛度可以有效提高該型尾槳氣彈穩定性。

蹺蹺板；無軸承；尾槳；阻尼器；氣彈穩定性

0 引言

直升機尾槳作為直升機主要動部件之一，承擔平衡反扭矩、提供航向操縱等重要作用[1]。相比于旋翼，尾槳具有尺寸小、轉速高、結構相對簡單等特點，因此，很多旋翼系統新技術都是從尾槳系統最先開始使用，并逐步成熟的。無軸承旋翼系統作為先進的旋翼系統設計技術，也是在尾槳上最先開始應用。作為一種先進尾槳結構型式，無軸承尾槳通過復合材料柔性梁的彈性變形取代傳統尾槳轂的水平鉸、垂直鉸和軸向鉸，實現槳葉的揮舞、擺振和變距運動。相比于傳統鉸接式尾槳，具有結構簡單、維護方便等優點。目前，無軸承尾槳在國外直升機上得到廣泛應用，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動。蹺蹺板式尾槳具有結構簡單，易于維護等優點，多用于輕型直升機。目前，我國正開展無軸承旋翼系統的相關研究工作[3-5]，蹺蹺板式無軸承尾槳作為無軸承型旋翼或尾槳系統的一個重要應用，一方面具有無軸承尾槳的特點，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，尾槳葉與尾槳轂通過水平布置的彈性揮舞鉸連接起來，在融合兩者的優點的基礎上，也給設計與分析工作帶來了新的難點。

蹺蹺板式無軸承尾槳雖然結構簡單,但是動力學特性相比于傳統的鉸接式結構發生了顯著改變。其一，槳葉載荷通過柔性元件的多路線傳遞給槳轂，導致傳力路徑與傳力特性相對復雜；其二就是蹺蹺板無軸承尾槳具有復雜的彎曲-扭轉耦合特征；其三就是蹺蹺板式無軸承尾槳揮舞方向在對稱載荷作用下是固支的，在反對稱載荷下是鉸支的。正是蹺蹺板式無軸承尾槳特殊的結構特性與復雜的力學特性，使得蹺蹺板式無軸承尾槳的氣動彈性穩定性分析工作具有研究價值，也是直升機尾槳設計亟待解決的問題。國內對于無軸承旋翼或尾槳開展了廣泛的研究：高文杰[3-4]對具有復合材料柔性梁的無軸承旋翼進行了懸停狀態的氣彈穩定性分析；鄧景輝等[5]對無軸承尾槳的柔性元件的設計開展了計算分析工作；江湘清等[6]對懸停狀態下的無軸承尾槳開展了氣彈穩定性分析工作。但在蹺蹺板式無軸承尾槳的氣彈穩定性分析方面國內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象，首先介紹了蹺蹺板式無軸承尾槳的結構，然后基于CAMRADII軟件建立了具有蹺蹺板和無軸承雙重結構特性的尾槳動力學模型，最后從尾槳轉速、尾槳總距以及阻尼器阻尼剛度三個方面，開展了蹺蹺板式無軸承尾槳的氣彈穩定性分析研究。

1 蹺蹺板式無軸承尾槳的結構參數

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

表1 蹺蹺板式無軸承尾槳的結構參數

2 蹺蹺板式無軸承尾槳動力學模型

基于AMI公司開發的旋翼動力學與空氣動力學分析軟件——CAMRADII軟件，利用其中的顫振分析模塊，建立尾槳動力學分析模型，開展尾槳氣彈穩定性分析研究。由于CAMRADII軟件只有蹺蹺板尾槳和無軸承尾槳的計算模塊，而沒有針對蹺蹺板式無軸承尾槳的計算模塊，本文在無軸承尾槳模型的基礎上加入蹺蹺板尾槳葉的揮舞中心鉸，從而實現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及結構阻尼的中等變形彈性梁模型；以柔性梁作為第二根梁，采用有限旋轉大變形梁模型，其次，將它們分別在袖套連接點和支撐軸承連接點處進行變形協調，構成雙路傳力結構，以便能較好地描述根部柔性梁結構的大變形。最后在兩片槳葉與槳轂連接的夾板夾持區作剛性段處理，并在夾板中央布置揮舞鉸。考慮到蹺蹺板尾槳的特點：揮舞方向在對稱載荷作用下是固支的，兩片尾槳葉揮舞振動是同相的，尾槳整體振型為集合型；在反對稱載荷下是鉸支的，兩片尾槳葉揮舞振動相位相差π，尾槳整體振型為周期型。在對稱載荷作用下將揮舞鉸關閉，在反對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動力學計算模型。

翼型二元氣動特性計算采用準定常理論，其升力系數、阻力系數、力矩系數隨馬赫數、攻角的變化關系來源于翼型風洞吹風數據表。尾槳入流模型采用Dress線性入流模型。尾槳氣動力計算考慮槳尖損失的影響，并計及槳葉的氣動負扭轉。而氣彈穩定性計算則同時考慮氣動阻尼和結構阻尼的影響。因為揮舞方向和扭轉方向的氣動阻尼較大，不易出現氣彈不穩定問題，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動力學計算模型

3 蹺蹺板式無軸承尾槳氣彈穩定性仿真分析

3.1 尾槳轉速對氣彈穩定性的影響

考慮尾槳轉速在0.4倍至1.2倍額定轉速范圍內變化，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，擺振阻尼及阻尼比隨尾槳轉速變化的結果。數值分析結果表明，集合型與周期型兩種整體振型在低轉速狀態下擺振阻尼和阻尼比變化不大，而在高轉速狀態時，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，兩者呈現相反的變化趨勢。因此，在高轉速狀態，尾槳轉速對尾槳氣彈穩定性具有一定影響。

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速比的變化

3.2 尾槳總距對氣彈穩定性的影響

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，擺振阻尼及阻尼比隨尾槳總距變化的結果。數值分析結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，阻尼和阻尼比呈現強烈的非線性變化。但是，兩者的變化趨勢顯著不同，集合型的擺振阻尼及阻尼比在尾槳總距為0°時最小，而周期型的擺振阻尼及阻尼比在尾槳總距為17.5°時最小。因此，尾槳總距變化對尾槳氣彈穩定性有重要影響，尤其是在最大總距和0°總距時氣彈穩定性最差。

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 阻尼器性能對氣彈穩定性的影響

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傳力路徑，其阻尼剛度對氣彈穩定性的影響值得探討。考慮阻尼器的阻尼剛度在60N/m至45700N/m范圍內變化，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。數值分析結果顯示，對于兩種振型，擺振阻尼隨阻尼器阻尼剛度的變化趨勢一致，且阻尼剛度在3050N/m附近時獲得最大一階擺振阻尼，此時尾槳的氣彈穩定性最好。而隨著阻尼器阻尼剛度繼續增大，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，對提高該型蹺蹺板式無軸承尾槳穩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 結論

本文基于商業軟件CAMRADII建立了蹺蹺板式無軸承尾槳的動力學模型，分別考慮尾槳整型為集合型和周期型時，尾槳轉速、尾槳總距以及阻尼器阻尼剛度對于尾槳氣彈穩定性的影響。數值分析計算結果表明，尾槳轉速和總距對于蹺蹺板式無軸承尾槳的氣彈穩定性具有顯著影響，但是限制尾槳轉速和總距變化范圍會使尾槳的機動性能降低，不利于工程設計使用；而通過對阻尼器阻尼剛度對尾槳氣彈穩定性的影響的分析研究發現，將尾槳阻尼器阻尼剛度控制在3050±2000N/m范圍之內，可以有效提高該型蹺蹺板式無軸承尾槳的氣彈穩定性。

[1] 張呈林. 直升機部件設計[M]. 南京：航空專業教材編審組,1986.

[2] 倪先平. 直升機手冊[M]. 北京：航空工業出版社, 2003.

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

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

[5] 鄧景輝, 吳明忠, 洪 蛟, 等. 復合材料無軸承尾槳柔性元件設計計算分析[J]. 南京航空航天大學學報, 2004, 36(1): 82-86.

[6] 江湘清, 張呈林, 王浩文, 等. 懸停狀態下無軸承尾槳氣彈穩定性分析[J]. 南京航空航天大學學報, 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：直升機旋翼動力學。

1673-1220(2016)01-007-04

V211.47

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