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1、第二十八届（2012）全国直升机年会论文刚性共轴双旋翼气动特性试验研究及试验模型设计马保军 朱清华（南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，江苏南京，210016）摘 要：为了研究刚性共轴双旋翼的气动特性，本文开展了共轴双旋翼试验原理研究和试验装置的设计。该试验装置的设计上采用两个电机分别驱动上下旋翼，并通过控制系统对下旋翼的总距控制实现上下旋翼反扭矩的平衡。利用有限元分析软件对设计的试验装置及模型的关键部位进行了强度分析。关键词：共轴双旋翼；试验模型设计；气动特性；风洞试验1 引言多年来，提高飞行速度同时又具有直升机垂直起降和空中悬停的能力的飞行器，一直是人们不要断研究的课题。美国X2复
2、合直升机的成功试飞，共轴双旋翼复合直升机成为了人们研究的热点。因此开展共轴双旋翼的气动特性的研究具有重要意义。为了研究共轴双旋翼的气动特性，进行共轴双旋翼的试验方法的设计及风洞吹风试验是非常有必要的。本文针对刚性共轴双旋翼的气动特性试验的需要，进行了试验方案的研究及试验装置的设计工作。2 试验要求要求试验模型能模拟真实的共轴双旋翼的结构特点。在试验中要求上下旋翼反扭矩平衡，为了分析结构参数对气动性能影响，要求能够改变上下旋翼之间的间距、上下旋翼的总距、来流速度、桨盘迎角等。在不同旋翼间距、总距等参数的情况下测量旋翼的力、力矩及上下旋翼之间的干扰情况。3 试验方案设计3.1 不同试验方案的比较根
3、据共轴双旋翼的气动特性试验要求，拟定了两种试验方案如图所示。方案1中采用龙门架图1 方案式的支撑结构，此方案中通过能沿侧臂上下滑动的装置实现上下旋翼之间的间距，能够满足试验的要求，但是此方案的结构尺寸比较庞大不易运输和安装，而且上下旋翼的同轴度在安装和调整的过程不易保证同时还受到试验室空间的限制。方案2中通过一过渡装置实现上下旋翼之间的连接和间距调整，结构紧凑便于运输、安装不受试验室空间限制。在过渡连接部位，上下旋翼的内轴通过内外螺纹的形式固套在一起在保证上下间距可调的同时还以保证上下旋翼同轴的要求。所以综合方案1和方案2的优缺点，采用了方案2的设计方案。3.2 试验设备本文提及的刚性共轴双旋
4、翼的气动特性的试验，计划在南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点试验室进行。该试验中用到的试验设备主要有：低速风洞、旋翼试验台、数据采集及处理系统、测速装置、六分量天平、试验模型。低速风洞为串置开口回流风洞，开口间距5m,风洞口截面高度为2.4m，宽度为3.4m，风洞中心距地高度为3m，最大风速为50m/s,最小风速为5m/s。旋翼试验台为自行设计的具有俯仰的+15、-10，偏航10试验台，高度为2.15m如图2所示。旋翼试验台可根据试验的要求调整俯仰和偏航角度，在不同姿态对旋翼系统进行数据测量。数据采集系统采用有两台测控处理机组成的计算机测量与控制系统。测速装置采用红外传感装置，对旋翼的转速进
5、行实时的测量。在试验的过程为了真实模拟共轴双旋翼系统，根据测得上下旋翼的转速调节电机的电流及转速使上下旋翼的转速一样。六分量测力天平两个，上下旋翼系统各采用一个天平进行各分力的测量，这样可以看到在设定的状态上下旋翼的受力状态，为分析上下旋翼的受干扰的情况进行分析。 （a）低速试验风洞 （b）旋翼试验台 （c）六分量测力天平 （d）信号采集及处理系统 图2 实验设备3.3 试验模型研制本文设计的刚性共轴双旋翼试验模型，有上下两套旋翼系统组成。每套系统包括驱动装置、测力装置、测速装置和控制装置。上旋翼的安装角可以分为3、6、9可调的三个状态，没有变距装置。下旋翼设有变距装置，由于测量的是刚性旋翼的
6、气动特性，因此没有纵向周期变距和横向周期变距，只设有总距调节装置。在试验的过程中通过控制系统调整好上下旋翼的功率和转速以后，上下旋翼系统的反扭矩平衡。在调整的过程中通过测量系统测得信号，判断上下旋翼反扭矩是否平衡，反扭矩平衡之后再测量记录相应设定状态旋翼的力及力矩。试验模型如图3所示。 图3 试验模型原理图下天平通过螺栓在其上固定一固定板，下旋翼的内轴、固定电机的支架、变距装置的支架通过法兰与固定板相连。与桨毂相连的外轴通过轴承套在内轴上，实现由电机驱动的外轴旋翼系统相对内轴的旋转。下旋翼的变距运动由套在外轴上的滑动套筒及附属装置产生的沿外轴的上下滑动实现变距操纵。上下旋翼系统之间不但保证同轴
7、，还要能够实现上下旋翼之间的间距可调节。这样可以把上下旋翼之间的间距在试验研究中作为一个变量，考察察其对系统的气动特性的影响。上下旋翼系统过渡连接方式的实现：通过上端带有法兰盘下端带有外螺纹的的轴与下旋翼的内轴相连接。此轴的外螺纹同下旋翼的内周的内螺纹相连，并且在下旋翼内周的上端采用螺母进行固定，防止在试验的过程中出现松动现象。这样上旋翼系统通过上天平和过渡轴上的法兰的连接，便可实现上下旋翼之间的过渡连接。并且上下旋翼的内轴是贯通的，电机的电源线及控制线可以再内部穿过，从内轴下端引出，可以保证线路的安全。3.3 试验步骤首先，测量桨毂的气动阻力即不安装桨叶的情况的气动阻力。然后，安装桨叶设定好
8、上旋翼的总距角分别为3、6、9，上下旋翼之间的距离设定为0.1R、0.15R、0.2R，变换旋翼台的俯仰角和偏航角度，下旋翼根据测量系统的反馈情况进行调节达到反扭矩的平衡，最后选择不同的风速进行气动力的测量并记录试验的数据。最后进行试验数据的后处理。4 桨叶载荷计算图4 桨叶剖面受力及来流速度示意图根据叶素理论计算叶素的气动力。桨叶叶素惯性坐标系中的速度在桨轴坐标系中的分量为：vx，vy，vz；叶素相对气流的切向速度UT、垂向速度UP 和径向速度UR分别为： , （1）, （2）, （3）切向和垂直方向的速度合量: , （4）叶素迎角： , （5）叶素的升力和阻力分别为： , （6） ， （7
9、）叶素的切向和垂向分力为： , （8） , （9）作用在叶素上的气动力在桨轴坐标系中的分量为：, （10）, （11）, (12)式中、分别为叶素升力系数和阻力系数,b为旋翼桨叶弦长，为空气密度，为桨叶的方位角，桨叶的挥舞角（在刚性旋翼模型中的值取0）。作用在叶素上的作用力除了气动力之外还包括惯性力和重力。桨叶沿展向划分一系列的单元，采用simpson积分法近似求出各单元上的作用力如表1所示。然后，把求出的各单元的作用力施加在桨叶有限模型的节点上近似模拟桨叶的受力情况，以便对试验模型的强度进行分析。表1 单片桨叶所受作用力单元序号积分点坐标（单位：r）单元序号桨叶单元作用力分量（单位：N）10
10、.0251-30.3539-5.32669020.0752-43.4807-7.425770.21207530.1253-56.5667-9.755851.2145840.1754-69.6523-12.08862.4287450.2255-82.7381-14.41993.7927760.2756-95.8235-16.75385.240770.3257-108.908-19.09266.7062180.3758-121.992-21.43448.1225690.4259-135.076-23.77859.42249100.47510-148.159-26.124910.5385110.52
11、511-161.241-28.473611.403120.57512-174.324-30.824511.9482130.62513-187.406-33.177812.1066140.67514-200.487-35.533411.8104150.72515-213.568-37.891310.9919160.77516-226.649-40.259.58170.82517-239.73-42.61417.51677180.87518-252.809-44.9794.72463190.92519-265.889-47.34611.13906200.97520-278.968-49.7157-
12、3.307735 试验装置及模型的强度校核5.1 有限元模型建立针对试验中的模型的受力情况和可能的破坏形式，对桨毂部分的连接部位进行了有限元分析。几何模型是利用Catia V5 R17建立的，有限元软件采用MSC.Patran/Nastran 2008，这所建立的几何模型能够直接导入有限软件，然后进行网格的划分和分析。为了网格划分的和分析的方便，桨叶采用的梁单元模型进行替换，桨毂和桨夹采用SolidT10进行网格划分。在桨毂和桨夹部位及桨叶和桨夹部连接螺栓采用MPC单元进行模拟。计算所得叶素单元上的力施加在桨叶的相应节点上作为模型的载荷。有限元模型如图5所示。5.2 强度校核桨毂和桨夹之间的连
13、接螺栓及桨叶和夹之间连接螺栓承担着载荷传递的作用也是结构中的危险部位。螺栓的受力情况可由螺栓上多点约束单元的约束反力求得。桨夹和桨叶之间采用的是MPC（RIGID）单元进行连接，螺栓孔上的约束点受力可以反映实际螺栓的受力情况，通过应以云图能够反映出结构中的危险部位。这两处的应力云图如图6所示。 图5 有限元模型根据多点约束反力对螺栓的强度进行校核。以桨夹和桨毂螺栓的受力情况为算例进行螺栓的强度校核：约束反力的数值如表2所示；表2接点编号（ID）多点约束单元载荷分量FXFYFZ275741.23994E4-6.6923E34.9862E2Fx表示螺栓所受轴向力；螺栓的保证应力：540Mp，M10
14、。螺栓拉伸载荷：Fx=12400N;螺栓剪切载荷：, (13) , (14)螺栓的拉伸应力： , (15) 螺栓的剪切应力： , (16) 根据第四强度理论： 540Mp. (17)说明螺栓的强度满足要求。同理根据计算得桨夹和桨叶之间的螺栓的强度也是满足要求的。图6 多点约束应力云图6 结束语根据刚性共轴双旋翼的特点分析其气动特性试验的要求，并设计了能进行其气动特性试验研究的试验装置和试验模型；采用叶素理论对桨叶的气动力进行计算，综合叶素所受的重力和惯性力对单片桨叶的载荷进行计算；并运用有限元分析软件对结构的关键部位进行了强度分析，分析的结果显示设计的试验装置和模型强度满足试验的要求。参 考
15、文 献1 Johnson W. Helicopter Theory, Princeton University Press, 1980.2 姬乐强.共轴双旋翼气动特性试验研究.全国直升机年会论文，2011.3 张永昌，MSC.NASTRAN有限元分析理论基础及应用M.北京：科技出版社.2004.4 Aidy Ali, Ting Wei Yao, Nuraini Abdul Aziz, Muhammad Yunin Hassan and Barkawi Sahari. Simulation and Experimental Work of Single Lap Bolted Joint Test
16、ed in Bending. Suranaree J. Sci. Technol,149(4),2007.Stiff-Coaxial Rotor Areodynamic Characteristics Testand Model Designing Ma baojun Zhu qinghua(Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics Laboratory, NUAA, Nanjing, 210016)Abstract: In order to study the aerodynamic characteristics of stiff
17、-coaxial rotor system ,this paper carried out the test model and experiment device design.In this test system ,there are two motors which are used to drive the up and low rotors respectively .And the balance of the reactive torque between the up and the low rotors is realized by changing the collect
18、ive pitch angle of the low rotor, hypothesizing that the collective pitch angle of the up rotor is fixed. Using finite element analysis software to analyse the test experimental device and model such that the critial areas were identified and comfirmed with the stress distribution results from simulation.Keywords: Stiff-Coaxial rotor; Test model design; Wind-tunnel Test; Aerodynamic Characteristics.7