08-无轴承模型旋翼设计试验与分析(杨振华)

970第二十四届（2008）全国直升机年会论文无轴承模型旋翼设计、试验与分析杨振华郑华林长亮王浩文（南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，南京210016）摘要：以EC135无轴承旋翼系统为参考，完成无轴承模型旋翼设计。为了解粘弹阻尼器动特性，进行了阻尼器在典型频率下的刚度与阻尼识别。在识别出旋翼在不同转速的摆振固有频率基础上，进行孤立旋翼的稳定性测试与分析。解除机体刚性约束，完成旋翼/机身耦合系统的气动/机械稳定性测试。关键词：无轴承移动矩形窗阻尼器1引言无轴承旋翼/机身耦合系统气动/机械稳定性一直是直升机界广泛关注的问题。旋翼/机身耦合系统稳定性的研究主要是为了避免传统的“地面共振”和“空中共振”。美国道格拉斯公司与NASA联合开展了MDART（theMcDonnellDouglasAdvancedRotorTechnology）无轴承旋翼稳定性试验[1]。西科斯基于1992年在NASA的Ames风洞中完成s-76全尺寸无轴承旋翼稳定性试验，得到在各种飞行状态下稳定性数据[2]。国内胡和平等人进行了无轴承尾桨试验研究[3]，但是在无轴承模型旋翼设计与稳定性试验方面的研究，国内尚属空白。本文按照模型旋翼系统的设计要求进行旋翼/机身耦合系统的气动/机械稳定性分析，并完成必要的参数研究，以此为依据完成无轴承旋翼设计。为了研究阻尼器特性，首先进行了无轴承旋翼动部件的试验，主要是阻尼器在不同工作频率和振动幅值下的的刚度和阻尼特性，之后进行模型旋翼固有特性试验和孤立旋翼稳定性测试，最后完成旋翼/机身耦合系统稳定性测试。2无轴承模型旋翼的结构设计本文的无轴承旋翼系统设计以EC135直升机无轴承旋翼为参考，柔性梁采用玻璃钢复合材料，直接由玻璃纤维和环氧树脂固化成型。柔性梁既承受桨叶的离心力作用，同时又能对旋翼进行桨距操纵，所以其在满足拉伸刚度的情况下，尽量降低其扭转刚度。在支撑阻尼器的剪切限制装置中部布置了关节轴承，这样除了释放扭转自由度外，在挥舞方向也是自由的，这使得桨叶上挥时，连接在剪切限制装置上的阻尼器的刚度对挥舞频率不会有影响，这样也就降低了挥舞方向上的结构刚度[4]。为了降低载荷，大多数无轴承旋翼均设计成摆振柔软，这样很容易出现地面共振和空中共振。由于柔性梁的阻尼及摆振方向的气弹阻尼很小，所以要加额外的阻尼以保证旋翼的稳定性。本文的阻尼器采用环形橡胶堆形式[5]，中间以钢片相隔开，这样可以降971低弯曲变形的影响，使变形主要为剪切变形，并且便于橡胶散热。损耗正切与摆振剪切位移存在（1）式[6]关系，所以将其布置在扭管根部，以提供较大的阻尼，确保旋翼的稳定性。（1）式中K是阻尼器摆振刚度tan是橡胶材料阻尼器的损耗正切I是摆振基阶模态的广义惯量是阻尼器的剪切位移是摆振固有频率扭转结构采用包围柔性梁的扭管形式，连接柔性梁和桨叶，形成多路传力系统，连接变距拉杆，扭转刚硬，可实现变距功能，同时支撑阻尼器，与剪切限制装置一起实现阻尼器的功能。扭管采用45度铺层，厚度为1mm，可尽量做到扭转刚硬，以便将变距输入完全传到柔性梁和桨叶连接处，从而进行变距操纵。无轴承旋翼组装如图1，可见，无轴承旋翼零件少，结构简单，易于装配。图1无轴承旋翼3阻尼器刚度与阻尼识别试验阻尼器是无轴承旋翼的关键部件，其阻尼和刚度特性对模型旋翼的动力学特性有着至关重要的影响。此试验在疲劳机房拉伸机上实现的。给定拉伸机运动幅值，在旋翼工作转速频率16.7Hz、摆振一阶固有频率10Hz及其附近频率进行激振，同时采集作用在阻尼器上的力和位移的时间历程，对数据进行滤波[7]后提取实际需要的频率成分，得到对应频率和幅值下的阻尼器刚度和阻尼。阻尼器的刚度随振动幅值的关系如图2，此图也体现了阻尼器在振动幅值不变的情况下，刚度随频率的简单变化关系。可见阻尼器的动刚度在工作频率一定的情况下，随着振动幅值的增加而减小；而在振动幅值不变的情况下，阻尼器动刚度随着工作频率的增加而增加。阻尼器在9Hz下测得的迟滞回线[8]22tan2sKI972如图4，体现了橡胶的滞弹性，椭圆的面积代表在阻尼器一个周期内所消耗的能量，从图3可以看出，在频率一定的情况下，阻尼器消耗的能量随振动幅值的增加而增加，从而体现阻尼器布置在剪切位移比较大的位置的合理性。0.40.60.81.01.21.41.61.82.02.2750080008500900095001000010500动刚度/N/m位移/mm9Hz10Hz11Hz-2-1012-180-160-140-120-100-80-60-40-20020406080100120140160180力/N位移/mm振幅为0.5mm振幅为1.0mm振幅为1.5mm振幅为2.0mm图2阻尼器刚度随振幅变化趋势图3频率为9Hz下迟滞回线4旋翼固有特性测试利用直升机旋翼重点实验室的旋翼/机体耦合试验台，完成固有频率测试试验。在对角的两片桨叶上，各用两个测摆振的加速度传感器，其中一个摆振传感器安装在旋翼与柔性梁的接头上，此处挥舞与摆振变形幅值均较大，另外的一个摆振传感器安装在贴近阻尼器处，此处由于阻尼器的剪切位移相对较大，采集的信号也相对较好。在测试不同旋翼转速下的桨叶挥舞和摆振固有频率时，从300RPM开始，间隔为100RPM，一直测试到1000RPM，在每一个转速上根据理论计算获得共振图选取激振频率，在其周围选取扫频范围，进行集合型激振，应用比利时LMS310动态数据采集系统采集桨叶根部扭管位置的挥舞和摆振方向加速度信号，最后，对采集信号进行FFT变换，除去桨叶旋转频率整数倍的峰值，由剩余响应的最大峰值确定为桨叶的固有频率。这样可得到旋翼的共振图，为孤立旋翼稳定性的定频激励做好铺垫。5孤立旋翼稳定性测试摆振阻尼识别采用集合型定频激振方法，频率点为桨叶在该转速下的摆振固有频率，转速范围从300RPM开始，间隔为100RPM，一直测试到1000RPM。在激振一段时间后，系统的运动达到稳态，随后停止激振，由此获得桨叶挥舞和摆振方向的衰减运动信号，应用移动矩形窗方法[9]识别旋翼在不同转速与不同迎角下阻尼值，进而得到系统的稳定性特征。摆振阻尼随迎角与转速的变化关系如图4所示。从图中可以看出，在转速相同的情况下，摆振阻尼随迎角的增加而增加；在迎角一定情况下，摆振阻尼随转速增加而增加。这与阻尼器的动特性有直接关系。9736旋翼/机身耦合系统稳定性测试除了旋翼上的传感器外，机体上另外加两个传感器，其一用测量机体横向的振动，其二用来测量机体纵向的振动。在解除机体的刚性约束条件下，在300、500、700、900和1000RPM转速下进行总距激励（20和60），得到旋翼摆振振动衰减信号，如上应用移动矩形窗方法进行阻尼识别，得到摆振后退型阻尼，如图5所示，可见，在转速相同的情况下，激振幅值越大，摆振阻尼越大；在激振幅值不变的情况下，随着转速的增加，摆振阻尼也相应的增加。阻尼器的阻尼特性在此起到一定的作用。2468101214-0.6-0.8-1.0-1.2-1.4-1.6-1.8-2.0-2.2-2.4-2.6-2.8摆振阻尼/rad/sec桨叶迎角/度1000rpm阻尼变化趋势900rpm阻尼变化趋势800rpm阻尼变化趋势700rpm阻尼变化趋势600rpm阻尼变化趋势500rpm阻尼变化趋势400rpm阻尼变化趋势300rpm阻尼变化趋势20030040050060070080090010001100-0.5-1.0-1.5-2.0-2.5-3.0-3.5-4.0-4.5摆振阻尼/rad/s转速/RPM60总距试验值20总距试验值20总距拟合值60总距拟合值图4摆振阻尼变化趋势总图图5旋翼摆振阻尼随转速变化关系7结束语1）阻尼器的刚度与工作频率有直接的关系，所以在设计时首先考虑摆振频率下的阻尼器刚度，而不是静刚度。2）阻尼器的剪切运动提供一定的阻尼，有利于旋翼的稳定性。3）在旋翼/机体耦合试验中，摆振后退型阻尼均为负值，也就说明旋翼是稳定的。4）旋转状态下无轴承旋翼的固有特性试验结果表明，本项研究所采用的无轴承模型旋翼设计方法的可行性和有效性。参考文献[1]StephenA.Jacklin,BentonH.Lou,KlanhQ.NguyenRogerL.Smith,MichaelJ.McNulty.Full-ScaleWindTunnelTestoftheMcDonnellDouglasFive-BladedAdvancedBearinglessRotorPerformance,Stability,Loads,ControlPower,VibrationandHHCData[J].NASA-TM-112094,1994.[2]JamesM.Wang,JamesDuh,Jon-shenFuh,Sesikottapalli.StabilityoftheSikorskys-76BearinglessMainRotor[J].NASA-TM-112345,May21,1993.[3]胡和平,吴明忠,陈剑,肖银.无轴承尾桨构型对性能、载荷的影响实验研究[J].直升机技术,2006.[4]郑华.先进模型旋翼的设计分析与试验[D]:南京航空航天大学硕士论文:2007.[5]王艳秋.橡胶材料基础[M].北京:化学工业出版社,2006.1.974[6]WilliamH．Weller,“RelativeAeromechnicalStabilityCharacteristicforHingelessandBearinglessRotors”，the45thAnnualForumoftheAmericanHelicopterSociety,Boston,Mass.,1989.[7]万永革.数字信号处理的Matlab实现,北京:科学出版社,2007.[8]BrahmanandaPanda,EvhenMychalowycz.AeroelasticStabilityWindTunnelTestingwithAnalyticalCorrelationoftheComancheBearinglessMainRotor[J].theAmericanHelicopterSociety’s52ndAnnualForum,Washington,Dc.,June4-6,1996.[9]航空航天工业部科学技术研究院.直升机动力学手册[M].北京:航空工业出版社,1991.Thedesign,TestsandAnalysisofBearinglessModelMainRotorYANGZhen-huaZHENGhuaLINChang-liangWANGHao-wen(NationalKeyLaboratoryofRotorcraftAeromechanics,NUAA,Nanjing210016)Abstract:TakingEC135astheprototypemodel,abearinglessmodelrotorhasbeendesigned.Inordertoclearlyunderstandthedynamicpropertiesofviscoelasticdamper,thedampers’stiffnessanddampingareidentifiedundertypicalfrequencies.Afterlead-lagnaturalfrequenciesareidentifiedatdifferentrotatingspeed,thestabilityofisolatedrotoristestedandthenanalyzed.Afterremovingfuselage’srigidrestriction,aeromechanicalstabilityofthesystemofrotorandfuselageistested.Thedesignandtestofstabilityofthisbearinglessmodelrotorisfirstathome,an