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1、85第二十六届（2010）全国直升机年会论文共轴双旋翼自转气动特性风洞试验方案及模型设计研究姬乐强，朱清华，李建波（南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，南京 210016）摘 要：双旋翼自转性能是共轴式直升机安全性设计的重要指标，为从理论和试验两个方面对共轴双旋翼直升机自转状态进行分析研究，本文开展了共轴双旋翼自转气动特性风洞试验研究及其模型设计。通过研究分析双旋翼自转气动特性风洞试验的特点和要求，设计了一套可确定旋翼总距、后倒角、风速以及上、下旋翼的间距等参数对自转状态的影响并能获得两副旋翼之间气动干扰特性的合理可行的试验方案，通过理论分析计算，设计完成了满足试验方案要求的试验模型，
2、并通过有限元计算校核，该模型切实有效。关键词：共轴式双旋翼；自转；试验方案；试验模型；风洞试验1 引言自转着陆是旋翼类飞行器所特有的降落方式，它能保证旋翼飞行器飞行中发动机或传动系统失效时仍能安全着陆，能提高其安全性和生存力，是旋翼类飞行器设计当中的一个重要内容和性能指标。目前，共轴式直升机应用已经十分广泛,当直升机因意外导致旋翼驱转动力失效时，共轴式直升机应该具有自转飞行和自转着陆的能力。然而，关于共轴式双旋翼自转状态的气动特性研究，特别是自转的两副旋翼之间的相互气动干扰问题的研究在国内外的相关文献中未见报道。这就需要从理论和试验两个方面对共轴式直升机自转状态的气动特性进行深入的研究。为了探
3、知共轴双旋翼直升机自转状态时的气动特性，需进行共轴双旋翼自转气动特性风洞试验。本文针对共轴式自转双旋翼的试验要求，对试验方案及试验模型进行了设计研究，最终，明确了设计参数，设计了有效的试验模型，以及提出了切实可行的试验方案，本课题将有利于共轴式双旋翼飞行器的安全性设计。2 试验方案设计2.1 设计要求本试验主要利用南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室风洞，以及风洞试验室已具备的试验条件，进行共轴双旋翼自转气动特性风洞吹风试验。试验的目的是测试共轴双旋翼在自转状态下不同参数时的气动力、力矩和转速。因此，要求影响共轴双旋翼自转气动特性的主要操纵或结构参数可变。由于旋翼产生的力和力矩以及
4、旋翼稳定转速会随着总距角、桨盘后倒角、来流速度（风洞试验中表现为风速）和上、下旋翼的间距变化而变化，故可变参数包括总距、桨盘后倒角、来流速度、上、下旋翼的间距。共轴双旋翼自转试验要求能获得上、下旋翼之间的气动干扰，这就要求试验既要获得两副旋翼的合力、合力矩与各自转速，又要获得存在干扰时的每副旋翼的力、力矩与转速，还要获得孤立旋翼的力、力矩与转速。2.2 试验方案该试验所依托的实验室拥有回流式开口风洞和旋翼试验台，并具备先进的测力和测速设备。其中包括净高 3.1m，可以俯仰偏转 10的旋翼试验台。40kg、70kg、200kg 级的六分量机械-应变天平（本试验选用 40kg 级天平）以及数据采集
5、与处理系统。本文的试验模型应包括：可测量两副旋翼的合力与合力矩的试验模型（称之为“模型一” ） 、测量单副旋翼力和力矩的试验模型（另外一副旋翼同时自转，称之为“模型二” ）及孤立旋翼（仅有一副旋翼，称之为“模型三” ） 。试验主要包括三个步骤：861) 将不带桨叶三个模型安装至试验台，分别测出其桨毂的各气动力和力矩值。2) 三个模型分别装上桨叶进行吹风，改变参数，并记录不同参数情况下的试验值（待旋翼进入 稳定自转后记录试验值） 。主要测定在不同的风速、旋翼轴后倾角（主要是针对桨盘平面迎角） 、总距角和上下旋翼的间距时上下旋翼的合力、合力矩以及稳定转速或孤立旋翼的力、力矩及转速；3) 将三种试验
6、模型在相同参数情况下获得的数据进行对比，分析得出力、力矩及稳定转速与各参数之间的变化关系。并通过数据处理对比分析上下旋翼之间的气动干扰问题。3 试验模型设计3.1 模型设计要求所设计的试验模型需满足风洞吹风试验方案中的试验要求，通过该模型可测量旋翼稳定转速和旋翼产生的力及力矩。要求所设计的试验模型能实现试验方案中涉及到的挥舞、摆振、总距、后倒角（后倒角通过旋翼台实现）和上、下旋翼间距等参数的变化；两副旋翼同时自转时既能测得两副旋翼共同产生的力和力矩，也能测得单副旋翼产生的力和力矩；可测得孤立旋翼的气动力和力矩。3.2 桨叶设计桨叶采用全复合材料结构，选用气动性能较好的 OA212 翼型，最终设
7、计的桨叶平面形状为矩形，桨叶长度为 1.145m、弦长 b=0.095m、单片桨叶重 0.772kg、洛克数为 4.627、无负扭转、桨叶片数 6片。桨叶根部通过一个高强度绞制孔螺栓与桨毂相连。 3.3 桨轴设计设计初期，将桨轴设计成几段，分别用法兰盘连接，如图 1（a） 。通过增加和减少桨轴段数来改变桨轴的长度，从而改变上、下旋翼的间距。这种结构只能使旋翼间距离散取值，对试验的数据的连续性及有效性有一定的影响。为了解决这个问题，设计中将桨轴的外圆加工螺纹，如图 1（b） ，通过一个轴套与桨毂相连（轴承套内圈的螺纹与桨轴螺纹配套） 。调节轴套的位置，可以无级的调节上、下旋翼的间距。如图 1（c
8、） 。桨轴的底端设有一个法兰盘，与六分量天平相连，这样旋翼产生的力通过桨轴传递到天平上，然后通过数据采集系统得到旋翼产生的力和力矩。(a) 桨轴的初步设计（b）桨轴的最终设计（c）桨毂与桨轴的装配示意图图 1 桨轴3.4 桨毂设计（1）挥舞铰设计本试验模型采用轴承的联接方式代替挥舞铰，如图 2。由桨叶挥舞运动方程：011cosinsab（1）87其中， 为挥舞角， 为锥度角， 为后倒角， 为侧倾角， 为相位角。为防止桨叶在风0a1sa1sb洞吹风时整体上翻而相互碰撞，或上翻程度过大导致旋翼无法自转，要在桨根处限制桨叶的挥舞角度。本试验模型要求桨叶能够自由挥舞，因此要在其工作状态中所能达到的最大
9、挥舞角处给予限位。由于本试验模型在风洞吹风试验时并不考虑侧倾角，因此 =0，根据试验条件和试验要求后倒角1s选取 3、6和 9。此处取最大值 =9。旋翼旋转过程中，桨叶同时受离心力、自身重力1sa1s和升力的作用，升力对桨毂产生弯矩。当旋翼转速稳定后，挥舞角的平均值即为锥度角 。单片桨0a叶试验中可能达到的最大离心力为：（2）2dNmr（3）MR（4）220()Rrd其中，M 为单片桨叶的质量，M=0.772kg； 为旋翼转速，这里 =2000rpm；R 为旋翼半径，R=1.297m。单片桨叶产生的升力为：（5）21()/TTACK（6）73y其中，K 为单副旋翼的桨叶片数， K=3； 为修正
10、系数，此处取 =0.92； 为旋翼实度，此处=0.0522； 取值为 1.5。锥度角的求解方程：7Cy（7）0tanTN=1.52本试验模型取锥度角为 2，由公式 1 可得旋翼的挥舞角的计算值最大为 =11。为了给挥舞运动以足够的自由，并且不会出现上翻严重现象，本模型在桨叶挥舞到 15处时通过变距圆盘的接耳与旋转中心件的接触对桨叶进行限位。另外，为防止转速低或静止时桨叶在重力作用下往下摆而引起上、下旋翼桨叶碰撞和起转困难，设计中，当桨叶与桨盘平面的夹角为-5时（桨叶向上挥舞时夹角为正） ，亦是通过变距圆盘的接耳与旋转中心件的接触对桨叶限位，当旋翼转速过低或静止时，可有效的阻止桨叶继续下垂，起到
11、限位作用。 （2）摆振铰设计桨叶的摆振运动是由哥氏力矩造成的受迫运动。由于桨叶离心力对摆振运动可以产生很大的恢复力矩，对旋翼的气动性能影响不大。但是由于摆振运动的气动阻尼太小，通常设置减摆器以提供阻尼，在起动或制动旋翼时减摆器可以用以避免桨毂构件撞击。该试验模型中，桨叶的根部与桨毂是通过一个绞制孔螺栓连接，这样桨叶就可以以螺栓为中心旋转，在旋转过程中实现了摆振运动，以此为摆振铰。为了试验模型的简单化，摆振运动减摆器的作用是通过桨根和桨毂连接处的橡胶垫来实现的。橡胶垫粘贴在桨叶固定接头的凹槽内，与桨叶根部相贴合，通过橡胶本身所具有的粘弹性对桨叶进行阻尼减震，起到了减摆的作用，并且还对桨叶起到限位
12、的作用，可以防止桨叶在起转或制动的过程中碰撞其它零部件，如图 2。（3）变距设计88桨叶接头与桨毂通过两个变矩圆盘连接，圆盘上有四组不同连接孔，通过螺栓联接、紧固。其中一个圆盘的四个孔为圆孔，另外一个圆盘上的孔为圆槽孔，螺栓可以在圆槽孔内沿周向运动。并在两圆盘的侧边设有刻度线，通过调节刻度线的对应位置，则可以调节桨叶安装角，以此设计可变总距角(07)。图 2 上旋翼桨毂1.摆振铰；2.摆振限动块；3.变距盘；4.挥舞铰；5.桨叶限位处；6.旋转中心；7.桨轴上、下旋翼在稳定工作时，转向是相反的，这就要求在安装桨叶时，上、下旋翼的桨叶前缘的方向要相反，如图 3。由于无需考虑反扭矩，因此，上下旋翼
13、的总距角可以是相同或不同的，本试验中取上、下旋翼总距角相同。3.5 装配及强度校核（1）模型装配将上、下两副旋翼的桨毂通过两个轴承安装在桨轴上，调节上、下两个桨毂的间距，采用对顶螺母分别锁紧，并安装在试验台的天平上，完成对“模型一”的装配。若取下模型一上任意一副旋翼，并调节另外一副旋翼的高度，便可得到“模型三” 。在“模型一”的基础上，将下旋翼旋转中心的轴承去掉，用一圆套与下旋翼的旋转中心相连，圆套与底座相连，底座连接在旋翼台上，即可完成对“模型二”的装配。这样，上、下旋翼同时自转，而上旋翼产生的力和力矩将传递到天平上，下旋翼产生的力和力矩将传递到旋翼台而不能传递到天平上。这样就实现了测得上旋
14、翼在下旋翼的干扰下产生的力和力矩。通过与孤立旋翼相对比，就可以得到这个干扰项的大小。 “模型一”和“模型二”如图 3。图 3 “模型一”和“模型二”对比（2）强度校核本文采用 CATIA 软件对模型进行了有限元模型分析，校核试验模型的强度。预估模型最高转速为 2000rpm，最大离心力达 21961N。对整个模型中的重要零部件及装配件进行强度校核，如桨叶接头、变距不动盘、桨毂中心、桨根固定螺栓以及桨叶接头与变距不动盘两个零部件的装配件（中间螺栓孔加虚拟螺栓） ，如图 4，从应力云图可以看出，螺栓承受的最大应力为 455 MPa，小于其材料的屈服强度 640 MPa，强度满足要求。其他零部件及装
15、配件承受的最大应力为 642MPa，小于材料的屈服强度为 885MPa（材料为 30CrMnSiA） 。故所有的零部件皆满足强度要求。89（a ） （b） （c）（d） （e）图 4 试验模型有限元分析4 结论为解决共轴双旋翼直升机在发动机或传动系统失效等情况下自转下滑和安全着陆问题，需从理论和试验两方面对共轴双旋翼自转的气动特性进行研究分析。针对这一需求本文进行了共轴双旋翼自转风洞试验方案设计，并根据方案要求设计了一套简捷实用的试验模型，经有限元计算校核，该模型满足强度要求。参 考 文 献1 Martin Hollman. Modern Gyroplane Design M. Montere
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