一种无人直升机旋翼桨叶设计与动力学试验

aero-engine 2023年7月12日浏览：1246 评论：1

引言

随着科学技术的快速发展，无人机在许多领域得到了成功的应用 ^[1] 。目前无人机主要执行的是航拍、监测环境、农业植保等任务载荷，且大部分无人机以多旋翼为主。多旋翼无人机是靠螺旋桨转速的变化，来调整力和力矩的，实现多旋翼无人机的飞行运动控制。对多旋翼无人机的桨叶来说，一方面，桨叶尺寸越大，越难以迅速改变其速度。也正是因为如此，无人直升机主要是靠改变桨距而不是速度来改变升力。另一方面，在大载重下，桨叶的刚性需要进一步提高。不可变距的桨叶上下振动会导致刚性大的桨叶很容易折断。另外，无人直升机具有载荷大、抗风性能好等优点。因此，也被广泛应用在科研搭载、大载重农业植保、高空消防灭火、物流运输等领域。

1 技术现状剖析

目前，大载重单旋翼无人直升机的桨叶系统市场选择的空间较小，大部分桨叶均是某个型号专用的桨叶，互换性较低，桨叶产品独立性较低。因此，根据某型单旋翼无人直升机升机动力系统的更换，需要重新定义设计与发动机相匹配的旋翼桨叶，才能使得整机性能最大化，复合材料桨叶的设计参考原有桨叶进行，其组成主要有大梁、蒙皮、后缘条、桨叶内腔泡沫填充、配重等结构组成^[2^]。其中，大梁是主要承力件。蒙皮是次要承力件。根据原有的旋翼桨叶成型工艺与配置方式，通过优化迭代桨叶结构、气动效率、旋翼动特性等重要参数进行优化设计。

2 桨叶系统方案

2.1总体参数

跷跷板式旋翼桨毂，两片桨叶共用一个水平铰，没有垂直铰，仍然有轴向铰^[3^]。两片桨叶的离心力在中心水平铰处平衡，水平铰不承受离心力，其轴承载荷大大减轻。为降低一阶挥舞运动导致的摆振面一阶谐波哥氏力，采用悬挂式结构，即共用的水平铰比两片桨叶轴线的交点高出一个距离；为充分利用离心力的卸载作用，桨毂设有结构预锥角，即两片桨叶不在同一条直线上，而是上跷一个角度^[4^]。

2.2结构设计

桨叶采用金属桨叶，其组成形式以及接口尺寸如图 1 所示。其组成由典型的铝合金蒙皮和 C 形的铝合金梁组成。在桨叶根部桨柄处，采用 C 形梁和铜合金桨根加强件对桨柄和桨根进行加强，在桨叶桨填充特定泡沫。在桨尖和桨根均用铝合金封块与蒙皮机械连接。为使得配对的两副旋翼具有较好的动平衡，在桨尖 C 形梁槽内，固定铜合金配重块进行调节。

一种无人直升机旋翼桨叶设计与动力学试验的图4

旋翼系统的旋翼半径R 为 2.8m。桨叶翼型布置为7.5%R（220mm）~1R，桨叶厚度为 0.71%R 的翼型，采用等弦长设计其弦长为 176mm 且无扭转角，桨尖形式为矩形桨尖，翼型截面如图 3。桨叶结构参数采用专用设计软件 Bladesign 进行计算，需要选取桨叶 4 处剖面分别进行计算。其中桨叶中段典型剖面计算结果见表2。桨叶的结构刚度为动力学校核计算提供了设计输入，桨叶动力学计算软件采用直升机专用设计软件CAMRAD II 计算。

一种无人直升机旋翼桨叶设计与动力学试验的图5

3 气动仿真

翼型的升阻力特性通过 CFD 软件进行计算，计算采用二维定常求解器，湍流模型选择 S-A 模型，翼型表面设为壁面边界条件，远场设为压力远场边界条件 ^[5]。网格采用 O- 型结构网格，计算域半径 3.25m，网格数量为 84 万，计算得出壁面 Y+ 值在 1~30 之间 , 符合要求，网格示意图 2。

一种无人直升机旋翼桨叶设计与动力学试验的图7

通过 CFD 计算得到了翼型在 0 和 0.3~0.7 马赫数下的翼型升力系数特性曲线，计算结果如图 3 所示。

根据气动仿真计算，在无气动干扰下单幅旋翼悬停状态的计算，用以评估旋翼的悬停能力，结果如图4 所示。在海平面，拉起 330kg 重量，旋翼需用总距为7°，悬停效率为 0.65 ；需要的功率为 41.7kW，比发动机可提供给旋翼用的功率 61kW 有较大的余量。

在海拔 2000m，拉起 330kg 重量，旋翼需用总距为8°，悬停效率为 0.70，相对海平面有所提高。需要的功率为 42.3kW，比发动机可提供给旋翼用的功率 49.4kW余量已经很小，此时的垂直爬升速度基本只有 2m/s。

一种无人直升机旋翼桨叶设计与动力学试验的图8

一种无人直升机旋翼桨叶设计与动力学试验的图9

4 动特性分析及试验

4.1测试方法

通过单片桨叶动特性试验，确定桨叶的固有频率、振型和模态阻尼，以验证理论计算的准确性和修正结构参数 ^[6] 。桨叶用软橡皮绳悬挂，悬挂系统的固有频率由橡皮绳的悬挂长度决定，假设悬挂长度为 L 米。依据摆动固有频率计算公式一种无人直升机旋翼桨叶设计与动力学试验的图11

( g=9.8m/s2），得出悬挂系统的固有频率 f1，应满足 f1 小于试验机最低固有频率 1/3，且构成自由 - 自由状态。试验频带为2~70Hz。测量单片桨叶自由 - 自由状态前三阶挥舞、前二阶摆振、一阶扭转的固有频率、阻尼和振型。

根按所测试的振型特点布置测点。如挥舞振型，则只要在桨叶末端布置一个测点，测试桨叶横向（Z）振动；摆振振型，在桨叶末端布置一个传感器，测试桨叶摆动方向（Y）振动；扭转振型，在桨叶末端的边缘布置一个传感器，测试桨叶横向（Z）振动。

桨叶模态参数识别试验，采用力锤跑点法，试验前应在桨叶上确定好力锤激励位置。力锤激励方向与所测试的振型有关，比如挥舞振型，则只要沿着桨叶长度方向设置激励点，力锤沿着桨叶面中线横向方向（Z）进行激励；摆振振型，则沿着桨叶长度方向，沿着边缘设置若干激励点，力锤沿桨叶摆动方向（Y）进行激励；扭转振型，则在桨面上，沿桨叶边缘设置若干激励点，力锤沿着桨叶面边缘横向方向（Z）进行激励。

4.2仿真与试验对比

动特性仿真主要针对桨叶的前三阶挥舞、前两阶摆振和一阶扭转进行，然后对典型测点进行幅频曲线测试（图 5、6）。

一种无人直升机旋翼桨叶设计与动力学试验的图12

一种无人直升机旋翼桨叶设计与动力学试验的图13

动特性试验误差应小于 5%，试验误差通过调整频率分辨率（相对误差 = 频率分辨率 / 最小模态频率×100%）达到控制精度，根据频率带宽设置谱线数，使测试系统频率分辨率达到最佳。从动特性仿真与试验对比（表 3）可以看出，仿真与试验误差最大为 3.3%。验证了桨叶结构设计参数的正确性，可以用做桨叶动力学计算。

5 动力学校核设计

5.1旋翼动特性

旋翼动特性计算状态为额定转速，中立总距 5°，不考虑操纵线系刚度，结果见表 4。

一种无人直升机旋翼桨叶设计与动力学试验的图16

从表 4 结果可看出，除挥舞三阶（周期型）固有频率对应的值为4.933不符合设计要求，但已接近50Hz 的高频，一般振动要求范围在 45Hz 以上可不做要求；为考虑操纵线系刚度对旋翼扭转一阶固有频率的影响，进行灵敏度分析计算，结果见表 5。

从桨叶操作线系刚度表可以看出，由于桨叶的扭转刚度较大，扭转一阶固有频率很高，即使在很低的操纵线系刚度 500000N/m，扭转一阶固有频率对应值也是6.5 以上；在操纵线系刚度的估算值2600000N/m，扭转一阶固有频率对应值约为 7.64，也较好避开了气动力 8Ω 谐波,不会引起操纵系统大的振动。

一种无人直升机旋翼桨叶设计与动力学试验的图17