第29卷第6期南 京 航 空 航 天 大 学 学 报V o l . 29N o. 6 1997年12月Jou rnal of N an jing U n iversity of A eronau tics &A stronau tics D ec . 1997
W Z 21(, 210016) Ξ
、, 分析了桨叶扭转角、桨尖形状等参数对直升机性能、旋翼气动特性和动力学特性的影响, 并结合
“共振W Z 21无人驾驶直升机的使用要求对其旋翼桨叶进行了初步设计, 给出了桨叶的构形和
图”。本文的设计和分析方法可用于指导其他直升机的旋翼桨叶设计。
关键词:直升机; 旋翼; 旋翼桨叶
中图分类号:V 211. 52; V 224
旋翼是直升机的关键部件, 其桨叶既是直升机的升力面, 又是直升机的操纵面, 对直升机的性能、操纵稳定性及直升机的飞行安全都有重要影响。因此, 旋翼设计, 一方面要保证桨叶在工作过程中安全可靠, 另一方面还要使桨叶具有良好的气动外形, 以提高旋翼的气动效率。
W Z 21直升机是正在研制的一种小型无人驾驶直升机, 和其他直升机一样, 旋翼也是它的关键部件。在设计阶段应根据直升机旋翼桨叶设计的一般要求, 结合W Z 21直升机的特点, 选择合适的桨叶构形和参数。本文从气动、动力学和结构设计三个方面介绍了直升机旋翼桨叶的一般要求, 对桨叶的扭转角等参数, 对直升机性能、旋翼气动特性和动力学特性的影响进行了工程分析, 结合无人驾驶直升机特点确定了W Z 21无人驾驶直升机的桨叶构形和基本参数, 并对其动力学特性进行了分析计算, 画出了“共振图”。
1 旋翼桨叶的气动设计
桨叶的翼型、平面形状、扭转角等参数对旋翼的气动效率影响很大, 同时这些参数又影响到桨叶的动载荷和制造成本, 旋翼桨叶的气动设计就是要合理地选择这些参数。
1. 1 桨叶翼型
桨叶翼型对旋翼的气动效率影响最大。早期的直升机常采用对称翼型做桨叶, 随着直升Ξ收稿日期:1997206206; 修改稿收到日期:1997209208
第一作者 王华明 男, 副教授, 1964年9月生。
694南 京 航 空 航 天 大 学 学 报第29卷机飞行速度的提高, 先后出现了一些适合直升机使用的非对称翼型。但对称翼型加工方便, 用在无人直升机上可以兼顾气动效率和制造成本。正是由于这个原因, 在设计W Z 21无人驾驶直升机的旋翼系统时, 作者选择了NA CA 0012翼型。
1. 2 桨叶扭转角
负扭转可以提高旋翼的悬停效率[1](图1) , 延
缓后行桨叶上的气流分离, 理论分析表明, 负扭转可以使旋翼的悬停效率提高5%, 本型直升机的有效载荷可以增加负扭转图1 扭转角与悬停效率的关系, 加, 对桨叶的寿命和直升机的振动水平带来不利影
) 以后, 直升机悬停效率的变化趋于平缓。因此在实响, 从图1可以看出, 当负扭转超过10(°
) 左右的扭转角, 对遥控直升机来说, 它的飞行速度一般不高, 而际的桨叶上, 一般采用-8(°
执行任务时悬停飞行的时间有可能很长, 因而应当采用负扭转偏大的桨叶, 以提高旋翼的悬
) 的扭角。停效率, 本机选用3～8(°
1. 3 桨叶平面形状
桨叶的平面形状对直升机的悬停性能有影响, 理论分析表明, 带有负扭转的尖削桨叶与带有负扭转的矩形桨叶相比, 悬停效率可以提高2%～3%。此外, 尖削桨叶的静挠度小, 对直升机的总体布局有利, 但是尖削桨叶的制造成本高, 旋翼的转动惯量小。当弦长小于130mm 时, 在低雷诺数下翼型的最大升力下降, 而阻力增加。对小型直升机来说这个问题尤为突出。正因为如此, W Z 21无人驾驶直升机上采用了平面形状为矩形的桨叶。
1. 4 桨尖形状
桨叶尖部形状对旋翼的气动噪声和前行桨叶的激波失
速有重要影响, 还有可能给桨叶带来有利的动态扭转, 国
内外现在正进行这方面的研究工作, 但从设计、制造上来
说, 矩形桨尖最为方便。在W Z 21无人驾驶直升机上, 可
选择矩形桨尖(图2(a ) ) , 同时为了研究桨尖形状对直升
机的影响, 在02架机上采用了尖削桨尖(图2(b ) ) 。图2 桨尖形状2 旋翼桨叶动力学设计
直升机前飞时, 旋翼工作在不对称气流中, 桨叶上的
气动载荷呈现周期变化, 这种交变载荷作用在细长的桨叶上, 将使桨叶产生持续的弹性振动, 若桨叶的固有频率接近气动激振力的频率, 桨叶弹性振动的振幅就很大, 这不但会降低桨叶的疲劳寿命, 而且还有可能加剧直升机全机的振动。此外, 桨叶的运动自由度之间存在
第6期王华明等:W Z 21直升机旋翼桨叶的设计695着多种耦合因素, 它们有可能对桨叶的动态失速产生不利的影响, 只有对桨叶进行全面的动力学分析, 才能解决这些问题。因此动力学设计是桨叶设计的一个重要环节。
旋翼空气动力学的分析结果表明:旋翼桨叶上的交变气动载荷由频率为旋翼转速8整数倍的各阶谐波组合而成, 当谐波的频率大于88时, 谐波的幅值已经很小, 在工程上可以略去不计。因此, 为了降低桨叶上的动应力, 在旋翼工作转速附近桨叶的固有频率不应接近n 8(n =1, 2…8) 。为了提高桨叶的疲劳寿命, 降低直升机的振动水平, 频率满足[2]:(1) 与k 8至少相距0158
(2) 与2k 8, 3k 8至少相距1(3) 与18, , , 1(4) 0158
其中k , 一般用“共振图”来检查桨叶的固有频率, 通过调整桨叶的质量、刚度分布, 使其固有频率满足上述要求。
旋翼的动力稳定性问题非常复杂, 影响因素很多, 目前尚未研究透彻, 通常在设计桨叶时要求尽量提高桨叶的扭转刚度并将剖面有效重心调整到变距轴线之前。实践证明, 满足这些要求的旋翼, 一般不会发生动力不稳定现象。
在设计W Z 21无人驾驶直升机时, 作者通过对桨叶的动力学特性进行工程分析, 合理选择桨叶的结构参数, 满足了桨叶的动力学设计要求。
3 旋翼桨叶结构设计
桨叶上作用有气动力、离心力、惯性力等载荷, 结构设计就是要选择合适的材料和结构形状作承力构件, 并合理安排结构参数使桨叶满足气动和动力学提出的各种要求。此外, 桨叶的结构设计还要使旋翼具有一定的转动惯量, 以保证直升机能够实现自转。
3. 1 材 料
桨叶一般由大梁和蒙皮构成, 大梁是桨叶的主要承力构件, 制造大梁的材料要求比强度、比模量好, 疲劳许用应变高, 常用的材料有铝合金、钛合金、不锈钢和复合材料。用钛合金和不锈钢做桨叶大梁, 工艺要求复杂, 加工成本高, 目前国内尚不具备这方面的加工能力。铝合金的性能适中, 价格便宜、加工方便, 用作无人驾驶直升机的桨叶大梁是比较合适的。
蒙皮维持桨叶的气动外形, 为了提高旋翼的气动效率, 要求桨叶的外形准确, 光洁度高, 在局部气动载荷作用下外形畸变小。早期的桨叶常用铝合金薄板制造蒙皮, 由于复合材料的比强度高, 疲劳性能好, 成形方便、准确, 现在的桨叶蒙皮大多采用复合材料制造。
3. 2 剖面结构桨叶的内部结构与桨叶的材料和气动及动力学设计要求密切相关, 图3是目前常见的桨叶剖面结构。用金属材料(铝合金、钛合金等) 做大梁, 一般采用D 型或椭圆形的剖面结构, 这样一方面可以提高桨叶的扭转刚度, 另一方面也可以在大梁内充气对大梁的疲劳裂纹
696南 京 航 空 航 天 大 学 学 报第29卷进行监测, 蒙皮与大梁胶接, 大梁的后面常填以泡沫塑料
或蜂窝材料, 以提高蒙皮的局部刚度。一些小型桨叶为了
加工方便常将大梁做成实心的, 这种桨叶的扭转刚度低,
但有效重心比较容易满足旋翼桨叶动力学设计要求。
复合材料桨叶一般采用C 型大梁, 这样比较容易控
制桨叶的加工质量。为了提高桨叶的扭转刚度, 大梁向后
缘方向伸得很长, 有的桨叶还在C Z
型梁, 轴线之前。
3. 3, 除了疲劳强度, 它还必须满足
, 直升机强度规范中对桨叶的静强度问题都作了具体规定, 但无人驾驶直升机和有人驾驶直升机是有区别的, 应根据它的飞行特点和用途对桨叶提出具体要求。目前国内无人直升机的研究工作刚刚起步, 还没有制订适用于无人直升机的强度规范, 在设计W Z 21无人驾驶直升机的桨叶时, 基本上采用了有人直升机的强度规范, 只是对安全系数进行了适当调整, 对常规零件, 取安全系数1. 2, 一些关键零件再附加安全系数1. 15。
3. 4 平衡问题
旋翼工作时是一个旋转的空气动力面, 各片桨叶上的空气动力和质量力应该相同(即平衡) , 否则将会产生作用于机体的交变载荷, 引起直升机振动, 加速结构疲劳。为了满足平衡要求, 就要提高零件制造和装配精度, 以使各片桨叶展向质量静矩的误差、弦向有效重心位置误差、气动外形及安装角的误差等都在允许的范围内。但是要完全靠提高精度来满足平衡要求则会使桨叶的制造成本大大增加, 而且有些可能是现有的工艺水平难以实现的, 这样在桨叶和桨毂上就要有一定的设计补偿措施来保证实现旋翼的平衡。常用的设计补偿措施有桨尖配重、后缘调整片和长度可调的变距小拉杆。无人驾驶直升机的结构尺寸小, 在桨叶上安排常规的调平衡机构比较困难, 而且效果也不一定好, 应该采用其它的措施来实现旋翼的平衡。在W Z 21无人驾驶直升机上, 通过提高桨叶的制造、装配精度和调整桨叶变距小拉杆的长度来平衡各片桨叶上的气动力, 通过提高桨叶的制造、装配精度和控制桨叶表面的喷漆来平衡两片桨叶上的质量力。
3. 5 旋翼转动惯量
当发动机空中意外停车时, 直升机可以利用旋翼的旋转动能实现自转着陆, 能否顺利地实现自转, 与旋翼的动能和飞行员的经验有关。就旋翼来说, 加大其动能可以改善直升机的自转性能, 而当转速确定后, 旋翼的动能完全取决于旋翼的转动惯量。此外加大桨叶重量对桨叶的疲劳强度和直升机的操纵稳定性有利。因此, 旋翼桨叶不能设计得过轻。无人驾驶直升机在这个问题上不能照搬有人直升机的规定, 应对直升机的用途、工作环境、控制模态等进行具体分析, 看是否有必要和有可能实现自转着陆, 要求自转着陆的无人驾驶直升机, 设计桨叶时应考虑控制系统和飞行员在反应时间上的差别, 合理选择旋翼的转动惯量。
第6期王华明等:W Z 21直升机旋翼桨叶的设计6974 W Z 21无人驾驶直升机旋翼桨叶设计
W Z 21无人驾驶直升机采用跷跷板式旋翼, 设计桨叶时选用NA CA 0012翼型和铝合金大梁加复合材料蒙皮的结构, 通过构件的合理布置, 使桨叶的有效重心和固有频率满足了桨叶的动力学设计要求。4. 1 设计参数
旋翼直径 51840012
) -°
桨叶长度
单片桨叶质量
4. 2 结构说明01203m 21723m 8154kg
图4是W Z 21无人直升机旋翼桨叶的剖面构造。实
心的铝合金大梁是桨叶的主要承力构件, 桨叶上的离心
力, 气动力等都要通过它传给桨毂。蒙皮由玻璃布沿与图4 W Z 21直升机旋翼
) 角交叉缠绕构成, 它承受桨叶上的局桨叶展向成±45(°桨叶剖面结构
部气动载荷, 并保证桨叶具有一定的扭转刚度; 在大梁
和蒙皮围成的空腔内填以泡沫塑料, 以提高蒙皮的局部刚度, 使桨叶具有准确的气动外形。
) 的线性负扭转, 以提高直升机的悬停效率。为桨叶的平面形状为矩形, 型面部分采用了8(°
了简化结构, 桨叶上没有安排调平衡的桨尖配重和后缘调整片, 旋翼的平衡靠控制桨叶的加工装配精度和调节变距小拉杆的长度来实现。
4. 3 桨叶共振图
图5为W Z 21无人驾驶直升机的桨叶共振图。需要说明的是W Z 21无人驾驶直升机采用翘翘板式旋翼, 其桨叶在挥舞面的固有特性有对称型和反对称型两种情况, 应分别进行分析。动力学设计要求反对称振型的运动不和奇次阶气动谐波发生共振, 对称振型的运动不和偶数阶气动谐波发生共振。由图5可以看出, W Z 21无人驾驶直升机桨叶的动力学特性满足了上述要求。
5 总 结
通过研制W Z 21无人驾驶直升机, 作者对小型无人直升机的旋翼桨叶设计走了一个全过程, 基本上掌握了桨叶气动选型、结构设计、强度计算和调整桨叶动力学特性的方法, 编制了适合工程分析的桨叶剖面特性和固有特性的计算程序, 为今后全面开展这方面的工作奠定了基础。
698南 京 航 空 航 天 大 学 学 报第29卷
图5
W Z 参文献
1 P ty W . H elicop ter aerodynam ics . PJS Pub licati on s Inc . 1985. 86-102
Concept D esign of Rotor Blades of W Z -1Hel icopter
W ang H uam ing P eng N ing hang
(R esearch In stitu te of H elicop ter T echno logy , NUAA N an jing , 210016)
Abstract W Z 21helicop ter is a rem o te p ilo tless helicop ter . L ike any o ther helicop erts ,
. In th is p ap er , the general requ irem en ts the m ain ro to r is m o re i m po rtan t than o ther p arts
of helicop ter m ain ro to r b lade are in troduced in resp ect of aerodynam ics , dynam ics and structu re . T he effect of ro to r b lade configu rati on on helicop ter p erfo rm ance , ro to r aerody 2nam ics and dynam ics w ith som e sp ecial requ irem en ts of W Z 21helicop ter is given by engi 2
. T he p aram eters and configu rati on of W Z 21helicop ter ro to r b lades are neering analysis
p resen ted at the end of th is p ap er . T he resu lts in th is p ap er p rovides som e reference value
. fo r design ing ano ther helicop ter b lades
Key words :helicop ters ; ro to r w ings ; ro to r b lades
第29卷第6期南 京 航 空 航 天 大 学 学 报V o l . 29N o. 6 1997年12月Jou rnal of N an jing U n iversity of A eronau tics &A stronau tics D ec . 1997
W Z 21(, 210016) Ξ
、, 分析了桨叶扭转角、桨尖形状等参数对直升机性能、旋翼气动特性和动力学特性的影响, 并结合
“共振W Z 21无人驾驶直升机的使用要求对其旋翼桨叶进行了初步设计, 给出了桨叶的构形和
图”。本文的设计和分析方法可用于指导其他直升机的旋翼桨叶设计。
关键词:直升机; 旋翼; 旋翼桨叶
中图分类号:V 211. 52; V 224
旋翼是直升机的关键部件, 其桨叶既是直升机的升力面, 又是直升机的操纵面, 对直升机的性能、操纵稳定性及直升机的飞行安全都有重要影响。因此, 旋翼设计, 一方面要保证桨叶在工作过程中安全可靠, 另一方面还要使桨叶具有良好的气动外形, 以提高旋翼的气动效率。
W Z 21直升机是正在研制的一种小型无人驾驶直升机, 和其他直升机一样, 旋翼也是它的关键部件。在设计阶段应根据直升机旋翼桨叶设计的一般要求, 结合W Z 21直升机的特点, 选择合适的桨叶构形和参数。本文从气动、动力学和结构设计三个方面介绍了直升机旋翼桨叶的一般要求, 对桨叶的扭转角等参数, 对直升机性能、旋翼气动特性和动力学特性的影响进行了工程分析, 结合无人驾驶直升机特点确定了W Z 21无人驾驶直升机的桨叶构形和基本参数, 并对其动力学特性进行了分析计算, 画出了“共振图”。
1 旋翼桨叶的气动设计
桨叶的翼型、平面形状、扭转角等参数对旋翼的气动效率影响很大, 同时这些参数又影响到桨叶的动载荷和制造成本, 旋翼桨叶的气动设计就是要合理地选择这些参数。
1. 1 桨叶翼型
桨叶翼型对旋翼的气动效率影响最大。早期的直升机常采用对称翼型做桨叶, 随着直升Ξ收稿日期:1997206206; 修改稿收到日期:1997209208
第一作者 王华明 男, 副教授, 1964年9月生。
694南 京 航 空 航 天 大 学 学 报第29卷机飞行速度的提高, 先后出现了一些适合直升机使用的非对称翼型。但对称翼型加工方便, 用在无人直升机上可以兼顾气动效率和制造成本。正是由于这个原因, 在设计W Z 21无人驾驶直升机的旋翼系统时, 作者选择了NA CA 0012翼型。
1. 2 桨叶扭转角
负扭转可以提高旋翼的悬停效率[1](图1) , 延
缓后行桨叶上的气流分离, 理论分析表明, 负扭转可以使旋翼的悬停效率提高5%, 本型直升机的有效载荷可以增加负扭转图1 扭转角与悬停效率的关系, 加, 对桨叶的寿命和直升机的振动水平带来不利影
) 以后, 直升机悬停效率的变化趋于平缓。因此在实响, 从图1可以看出, 当负扭转超过10(°
) 左右的扭转角, 对遥控直升机来说, 它的飞行速度一般不高, 而际的桨叶上, 一般采用-8(°
执行任务时悬停飞行的时间有可能很长, 因而应当采用负扭转偏大的桨叶, 以提高旋翼的悬
) 的扭角。停效率, 本机选用3～8(°
1. 3 桨叶平面形状
桨叶的平面形状对直升机的悬停性能有影响, 理论分析表明, 带有负扭转的尖削桨叶与带有负扭转的矩形桨叶相比, 悬停效率可以提高2%～3%。此外, 尖削桨叶的静挠度小, 对直升机的总体布局有利, 但是尖削桨叶的制造成本高, 旋翼的转动惯量小。当弦长小于130mm 时, 在低雷诺数下翼型的最大升力下降, 而阻力增加。对小型直升机来说这个问题尤为突出。正因为如此, W Z 21无人驾驶直升机上采用了平面形状为矩形的桨叶。
1. 4 桨尖形状
桨叶尖部形状对旋翼的气动噪声和前行桨叶的激波失
速有重要影响, 还有可能给桨叶带来有利的动态扭转, 国
内外现在正进行这方面的研究工作, 但从设计、制造上来
说, 矩形桨尖最为方便。在W Z 21无人驾驶直升机上, 可
选择矩形桨尖(图2(a ) ) , 同时为了研究桨尖形状对直升
机的影响, 在02架机上采用了尖削桨尖(图2(b ) ) 。图2 桨尖形状2 旋翼桨叶动力学设计
直升机前飞时, 旋翼工作在不对称气流中, 桨叶上的
气动载荷呈现周期变化, 这种交变载荷作用在细长的桨叶上, 将使桨叶产生持续的弹性振动, 若桨叶的固有频率接近气动激振力的频率, 桨叶弹性振动的振幅就很大, 这不但会降低桨叶的疲劳寿命, 而且还有可能加剧直升机全机的振动。此外, 桨叶的运动自由度之间存在
第6期王华明等:W Z 21直升机旋翼桨叶的设计695着多种耦合因素, 它们有可能对桨叶的动态失速产生不利的影响, 只有对桨叶进行全面的动力学分析, 才能解决这些问题。因此动力学设计是桨叶设计的一个重要环节。
旋翼空气动力学的分析结果表明:旋翼桨叶上的交变气动载荷由频率为旋翼转速8整数倍的各阶谐波组合而成, 当谐波的频率大于88时, 谐波的幅值已经很小, 在工程上可以略去不计。因此, 为了降低桨叶上的动应力, 在旋翼工作转速附近桨叶的固有频率不应接近n 8(n =1, 2…8) 。为了提高桨叶的疲劳寿命, 降低直升机的振动水平, 频率满足[2]:(1) 与k 8至少相距0158
(2) 与2k 8, 3k 8至少相距1(3) 与18, , , 1(4) 0158
其中k , 一般用“共振图”来检查桨叶的固有频率, 通过调整桨叶的质量、刚度分布, 使其固有频率满足上述要求。
旋翼的动力稳定性问题非常复杂, 影响因素很多, 目前尚未研究透彻, 通常在设计桨叶时要求尽量提高桨叶的扭转刚度并将剖面有效重心调整到变距轴线之前。实践证明, 满足这些要求的旋翼, 一般不会发生动力不稳定现象。
在设计W Z 21无人驾驶直升机时, 作者通过对桨叶的动力学特性进行工程分析, 合理选择桨叶的结构参数, 满足了桨叶的动力学设计要求。
3 旋翼桨叶结构设计
桨叶上作用有气动力、离心力、惯性力等载荷, 结构设计就是要选择合适的材料和结构形状作承力构件, 并合理安排结构参数使桨叶满足气动和动力学提出的各种要求。此外, 桨叶的结构设计还要使旋翼具有一定的转动惯量, 以保证直升机能够实现自转。
3. 1 材 料
桨叶一般由大梁和蒙皮构成, 大梁是桨叶的主要承力构件, 制造大梁的材料要求比强度、比模量好, 疲劳许用应变高, 常用的材料有铝合金、钛合金、不锈钢和复合材料。用钛合金和不锈钢做桨叶大梁, 工艺要求复杂, 加工成本高, 目前国内尚不具备这方面的加工能力。铝合金的性能适中, 价格便宜、加工方便, 用作无人驾驶直升机的桨叶大梁是比较合适的。
蒙皮维持桨叶的气动外形, 为了提高旋翼的气动效率, 要求桨叶的外形准确, 光洁度高, 在局部气动载荷作用下外形畸变小。早期的桨叶常用铝合金薄板制造蒙皮, 由于复合材料的比强度高, 疲劳性能好, 成形方便、准确, 现在的桨叶蒙皮大多采用复合材料制造。
3. 2 剖面结构桨叶的内部结构与桨叶的材料和气动及动力学设计要求密切相关, 图3是目前常见的桨叶剖面结构。用金属材料(铝合金、钛合金等) 做大梁, 一般采用D 型或椭圆形的剖面结构, 这样一方面可以提高桨叶的扭转刚度, 另一方面也可以在大梁内充气对大梁的疲劳裂纹
696南 京 航 空 航 天 大 学 学 报第29卷进行监测, 蒙皮与大梁胶接, 大梁的后面常填以泡沫塑料
或蜂窝材料, 以提高蒙皮的局部刚度。一些小型桨叶为了
加工方便常将大梁做成实心的, 这种桨叶的扭转刚度低,
但有效重心比较容易满足旋翼桨叶动力学设计要求。
复合材料桨叶一般采用C 型大梁, 这样比较容易控
制桨叶的加工质量。为了提高桨叶的扭转刚度, 大梁向后
缘方向伸得很长, 有的桨叶还在C Z
型梁, 轴线之前。
3. 3, 除了疲劳强度, 它还必须满足
, 直升机强度规范中对桨叶的静强度问题都作了具体规定, 但无人驾驶直升机和有人驾驶直升机是有区别的, 应根据它的飞行特点和用途对桨叶提出具体要求。目前国内无人直升机的研究工作刚刚起步, 还没有制订适用于无人直升机的强度规范, 在设计W Z 21无人驾驶直升机的桨叶时, 基本上采用了有人直升机的强度规范, 只是对安全系数进行了适当调整, 对常规零件, 取安全系数1. 2, 一些关键零件再附加安全系数1. 15。
3. 4 平衡问题
旋翼工作时是一个旋转的空气动力面, 各片桨叶上的空气动力和质量力应该相同(即平衡) , 否则将会产生作用于机体的交变载荷, 引起直升机振动, 加速结构疲劳。为了满足平衡要求, 就要提高零件制造和装配精度, 以使各片桨叶展向质量静矩的误差、弦向有效重心位置误差、气动外形及安装角的误差等都在允许的范围内。但是要完全靠提高精度来满足平衡要求则会使桨叶的制造成本大大增加, 而且有些可能是现有的工艺水平难以实现的, 这样在桨叶和桨毂上就要有一定的设计补偿措施来保证实现旋翼的平衡。常用的设计补偿措施有桨尖配重、后缘调整片和长度可调的变距小拉杆。无人驾驶直升机的结构尺寸小, 在桨叶上安排常规的调平衡机构比较困难, 而且效果也不一定好, 应该采用其它的措施来实现旋翼的平衡。在W Z 21无人驾驶直升机上, 通过提高桨叶的制造、装配精度和调整桨叶变距小拉杆的长度来平衡各片桨叶上的气动力, 通过提高桨叶的制造、装配精度和控制桨叶表面的喷漆来平衡两片桨叶上的质量力。
3. 5 旋翼转动惯量
当发动机空中意外停车时, 直升机可以利用旋翼的旋转动能实现自转着陆, 能否顺利地实现自转, 与旋翼的动能和飞行员的经验有关。就旋翼来说, 加大其动能可以改善直升机的自转性能, 而当转速确定后, 旋翼的动能完全取决于旋翼的转动惯量。此外加大桨叶重量对桨叶的疲劳强度和直升机的操纵稳定性有利。因此, 旋翼桨叶不能设计得过轻。无人驾驶直升机在这个问题上不能照搬有人直升机的规定, 应对直升机的用途、工作环境、控制模态等进行具体分析, 看是否有必要和有可能实现自转着陆, 要求自转着陆的无人驾驶直升机, 设计桨叶时应考虑控制系统和飞行员在反应时间上的差别, 合理选择旋翼的转动惯量。
第6期王华明等:W Z 21直升机旋翼桨叶的设计6974 W Z 21无人驾驶直升机旋翼桨叶设计
W Z 21无人驾驶直升机采用跷跷板式旋翼, 设计桨叶时选用NA CA 0012翼型和铝合金大梁加复合材料蒙皮的结构, 通过构件的合理布置, 使桨叶的有效重心和固有频率满足了桨叶的动力学设计要求。4. 1 设计参数
旋翼直径 51840012
) -°
桨叶长度
单片桨叶质量
4. 2 结构说明01203m 21723m 8154kg
图4是W Z 21无人直升机旋翼桨叶的剖面构造。实
心的铝合金大梁是桨叶的主要承力构件, 桨叶上的离心
力, 气动力等都要通过它传给桨毂。蒙皮由玻璃布沿与图4 W Z 21直升机旋翼
) 角交叉缠绕构成, 它承受桨叶上的局桨叶展向成±45(°桨叶剖面结构
部气动载荷, 并保证桨叶具有一定的扭转刚度; 在大梁
和蒙皮围成的空腔内填以泡沫塑料, 以提高蒙皮的局部刚度, 使桨叶具有准确的气动外形。
) 的线性负扭转, 以提高直升机的悬停效率。为桨叶的平面形状为矩形, 型面部分采用了8(°
了简化结构, 桨叶上没有安排调平衡的桨尖配重和后缘调整片, 旋翼的平衡靠控制桨叶的加工装配精度和调节变距小拉杆的长度来实现。
4. 3 桨叶共振图
图5为W Z 21无人驾驶直升机的桨叶共振图。需要说明的是W Z 21无人驾驶直升机采用翘翘板式旋翼, 其桨叶在挥舞面的固有特性有对称型和反对称型两种情况, 应分别进行分析。动力学设计要求反对称振型的运动不和奇次阶气动谐波发生共振, 对称振型的运动不和偶数阶气动谐波发生共振。由图5可以看出, W Z 21无人驾驶直升机桨叶的动力学特性满足了上述要求。
5 总 结
通过研制W Z 21无人驾驶直升机, 作者对小型无人直升机的旋翼桨叶设计走了一个全过程, 基本上掌握了桨叶气动选型、结构设计、强度计算和调整桨叶动力学特性的方法, 编制了适合工程分析的桨叶剖面特性和固有特性的计算程序, 为今后全面开展这方面的工作奠定了基础。
698南 京 航 空 航 天 大 学 学 报第29卷
图5
W Z 参文献
1 P ty W . H elicop ter aerodynam ics . PJS Pub licati on s Inc . 1985. 86-102
Concept D esign of Rotor Blades of W Z -1Hel icopter
W ang H uam ing P eng N ing hang
(R esearch In stitu te of H elicop ter T echno logy , NUAA N an jing , 210016)
Abstract W Z 21helicop ter is a rem o te p ilo tless helicop ter . L ike any o ther helicop erts ,
. In th is p ap er , the general requ irem en ts the m ain ro to r is m o re i m po rtan t than o ther p arts
of helicop ter m ain ro to r b lade are in troduced in resp ect of aerodynam ics , dynam ics and structu re . T he effect of ro to r b lade configu rati on on helicop ter p erfo rm ance , ro to r aerody 2nam ics and dynam ics w ith som e sp ecial requ irem en ts of W Z 21helicop ter is given by engi 2
. T he p aram eters and configu rati on of W Z 21helicop ter ro to r b lades are neering analysis
p resen ted at the end of th is p ap er . T he resu lts in th is p ap er p rovides som e reference value
. fo r design ing ano ther helicop ter b lades
Key words :helicop ters ; ro to r w ings ; ro to r b lades