专利名称：一种提高无轴承旋翼气弹稳定性的装置及其设计方法
技术领域：
本发明属于直升机动力学领域，具体涉及ー种提高无轴承旋翼气弹稳定性的摆振销装置及其设计方法，可用于无轴承旋翼直升机设计。
背景技术：
旋翼是为直升机飞行产生升力、前进カ和操纵カ的核心部件，因此其设计和分析是直升机的关键技木。传统的铰接式直升机，桨毂采用金属结构，构造复杂、重量大且维护检修成本高，寿命短，并且旋翼操纵功效较小。
无轴承旋翼系统是继铰接式、半铰接式和无铰式旋翼后产生的新型直升机旋翼系统，是目前最为先进的直升机旋翼系统之一。相对于铰接式和无铰式旋翼等直升机结构，无轴承旋翼直升机具有如下优点首先其结构简单，零件数目少，制造成本低和操作功效高，对要求大机动的武装直升机具有特别的意义；其次无轴承旋翼采用全复合材料结构，破损安全性好，无需维护，寿命长达几万小时甚至无限寿命；最后无轴承旋翼阻力小、重量轻、夕卜形尺寸小，因此无轴承旋翼的产生对直升机技术发展具有重要意义。由于在无轴承旋翼中取消了传统的摆振铰、挥舞铰和变距铰，在桨叶根部采用了柔性梁结构，使得旋翼桨叶存在強烈的非线性挥舞-揺振-变距耦合，进而影响到直升机的飞行动力学特性，因此相对于其它类型直升机来说，无轴承旋翼的气动-结构耦合问题非常突出。在一定的条件下，由于这些耦合作用，各个自由度运动之间会相互激励，如果这个相互激励的作用超过了无轴承旋翼系统的阻尼，就会出现旋翼的气弹不稳定，甚至出现结构破坏。直升机要保证在飞行包线内不出现任何气弹不稳定性问题，并且还应留有足够的稳定裕度。此外为了避免过高的结构应力，无轴承旋翼桨叶往往采用面内柔软方案，这种面内柔软结构使得旋翼对气弹不稳定性比较敏感。同时扭矩套的使用导致了多路传カ系统的出现，产生了载荷冗余现象，使得无轴承旋翼的气弹稳定性分析比传统的无铰式旋翼和铰接式旋翼要复杂得多。传统的无轴承旋翼直升机的桨叶主要由主桨叶、柔性梁和扭矩套等结构组成。其中主桨叶是直升机产生升力的主要装置；柔性梁是主桨叶与桨毂连接的部件，承受较大的弯曲和扭转变形；扭矩套与主桨叶和变距拉杆连接，主要用来承受变距拉杆的变距操作力，并将其传递给主桨叶，从而实现变距操作。而由于无轴承旋翼桨叶采用面内柔软结构且存在強烈的耦合作用，气弹稳定性问题十分严重，因此如何提高旋翼的气弹稳定性是无轴承旋翼直升机设计中的重要问题。
发明内容
本发明为了克服现有技术的不足，提出了ー种提高无轴承旋翼气弹稳定性的装置及其设计方法。此装置是在现有的无轴承旋翼直升机结构的基础上，考虑到扭矩套的特殊布置形式，在旋翼桨毂和扭转套之间增加了摆振销。该摆振销主要用来限制扭矩套的运动，通过合理的设计能够达到提高无轴承旋翼气弹稳定性的目的。本发明在此基础上提出了摆振销的设计方法，由于描述直升机气弹稳定性的主要參数是系统特征值的实部，如果实部小于零，则代表系统是稳定的，而且实部越小说明系统越稳定。因此本发明为了得到新的无轴承旋翼直升机具有最佳的气弹稳定性情况下的结构型式，提出了相应的设计方法，主要步骤如下
第一歩，根据设计要求确定设计变量。所述的设计变量包括摆振销的水平部分长度和垂直部分长度，如果摆振销为非刚性结构，还要包括摆振销的截面半径尺寸，所述的摆振销为圆形截面。第二步，依据无轴承旋翼结构强度、空间等要求，确定各个设计变量的上、下限，根据设计需求将每ー个设计变量在上、下限之间等间距分为若干个设计点，将各个设计变量的设计点之间依次组合，从而形成ー个设计空间。第三步，对设计空间中的每ー个设计点对应的无轴承旋翼气弹稳定性进行求解，得到与设计空间中的设计点一一对应的表征无轴承旋翼气弹稳定性的參数。第四步，采用ニ阶或多阶多项式响应面函数建立气弹稳定性关于设计点的函数，以设计变量的上、下限作为约束条件求解此函数，从而得到具有最佳的气弹稳定性的无轴承旋翼结构。本发明的优点在于在无轴承旋翼上设置摆振销能够限制扭矩套的运动，并且可以增加桨叶的摆振阻尼，进而达到提高无轴承旋翼气弹稳定性的目的。本发明提出的设计方法考虑了摆振销的结构型式、尺寸和位置等參数，可以得到具有最佳气弹稳定性的无轴承旋翼结构型式。
图I是本发明中的无轴承旋翼装置结构示意图；图2是本发明中的无轴承旋翼装置结构型式及其位置示意图；图3是本发明中的无轴承旋翼装置的水平杆位置示意图；图4是本发明中的摆振销设计方法流程图；图中I、主桨叶；2、扭矩套；3、柔性梁；4、摆振销；5、中心支承；6、桨毂；7、变距拉杆；8、水平杆；9、圆心；10桨毂轴线。
具体实施例方式下面结合附图和实施例对本发明进行详细说明。本发明公开了ー种提高无轴承旋翼气弹稳定性的装置及其设计方法。如图I所示，提高无轴承旋翼气弹稳定性的装置由主桨叶I、扭矩套2、柔性梁3、摆振销4、中心支承
5、桨毂6、变距拉杆7和水平杆8等结构组成。主桨叶I产生旋转运动，得到直升机悬停、前飞等运动所需要的气动力。扭矩套2是位于柔性梁3外側，并与主桨叶I和变距拉杆7连接的结构，主要用来承受变距拉杆7施加给旋翼桨叶的变距操作カ矩，并将变距运动传递给主桨叶1，扭矩套2外侧与主桨叶I固定连接，而内侧仅与变距拉杆7和摆振销4连接，其余部分处于自由状态。柔性梁3是连接在主桨叶I和桨毂6之间的结构，桨叶运动中柔性梁3承受较大的弯曲和扭转变形，并将主桨叶I的振动载荷传递给桨毂6。如图2所示，摆振销4通过中心支承5和水平杆8连接在桨毂6和扭矩套2之间，主要用来限制扭矩套2的运动。摆振销4可以采用圆形或其它的截面型式。摆振销4为ー个夹角为90°的双杆结构，一端通过中心支承5和水平杆8连接在桨毂6上，另一端则与扭矩套2刚性连接。在桨叶静止状态，摆振销4与中心支承5连接的部分与桨毂轴线10垂直，而摆振销4与扭矩套2连接的部分与桨毂轴线10平行，并且摆振销4位于由水平杆8和桨毂轴线10组成的平面内。摆振销4采用复合材料制造。中心支承5主要用来限制摆振销4的运动，允许其*具有任意角度的旋转运动和沿水平杆8的轴向滑动，但是限制了摆振销4摆振方向和挥舞方向的运动，并将水平杆8和摆振销4连接起来。桨毂6是连接无轴承旋翼主桨叶I和机身的结构，并将旋翼桨叶的振动载荷传递给机身。变距拉杆7主要用来输入变距操作カ矩，以改变直升机的升力。如图3所示，水平杆8用来连接中心支承5和桨毂6，圆心9为桨毂轴线10在水平面上的投影，水平杆8的延长线通过圆心9。本发明提出的设计方法主要针对上述提出的装置进行气动弹性设计，以得到具有最佳气弹稳定性的无轴承旋翼装置的结构參数。图4为本发明提供的设计方法的流程图，具体步骤如下第一歩，确定设计变量。设计变量具体为摆振销4的截面尺寸和位置等，具体描述如下摆振销4截面形状为圆形；截面尺寸为摆振销4的半径r ;摆振销4位置由水平部分长度X、垂直部分长度Y确定，如图2所示。由此可以确定摆振销4的结构型式、尺寸和位置。第二步，根据强度等设计要求确定设计变量的上、下限。首先摆振销4的半径需满足结构静強度和旋翼桨叶变形过程中动强度等要求，可以确定其最小半径；并且由于旋翼的空间限制和直升机重量等要求，摆振销有最大半径的限制。因此根据静动、強度、空间限制和重量等要求可以得到摆振销4半径的设计区间为[ιγ rj，其中ιγ为设计下限，Γυ为设计上限。同样可以得到摆振销4垂直部分长度的设计区间为Yu],其中\为设计下限，在设计中满足\ = 0，即摆振销4的垂直部分长度可以为零；而Yu为设计上限，在实际设计中根据桨毂轴向尺寸确定。摆振销4的水平部分长度的设计区间为[\ Xu],\为设计下限，在设计中满足\ = O,即摆振销4的水平部分长度也可以为零Au为设计上限，为扭矩套2自由端到桨毂6的水平距离。然后根据需要将各个设计參数在上、下限之间分成若干等分，摆振销半径r、摆振销4水平部分长度X和垂直部分长度Y分别表示如下rs = Ir1 r2. . . rn]Xs = [Y1 Y2. · · YJYs = [Y1 Y2. . . Y1]其中n、m和I表示设计变量区间分别被划分n-l、m_l和1_1等分。然后将三个设计变量之间相互组合，这样就形成了ー个nXmX I的三维设计空间，空间中的每ー个点分别代表ー种无轴承旋翼结构型式，因此具有nXmX I种无轴承旋翼结构型式，其中n、m和I可以具体设计情况进行选择。当摆振销为刚性结构时，半径r对气弹稳定性没有影响，此时半径为常数并取η = I即可。
第三步,气弹稳定性求解。对由上一步得到的nXmX I设计空间中的姆ー个设计点所对应的旋翼系统的气弹稳定性进行求解，对于ー个具体的无轴承旋翼桨叶结构的气弹稳定性求解过程如下(I)首先建立无轴承旋翼桨叶运动的有限元方程。无轴承旋翼桨叶由主桨叶I、柔性梁3和扭矩套2三部分组成，将这三个部分采用梁单元离散，无轴承旋翼桨叶的非线性运动方程根据Hamilton原理推导，得到无轴承旋翼桨叶的运动方程表达形式如下
权利要求
1.ー种提高无轴承旋翼气弹稳定性的装置，包括主桨叶、扭矩套、柔性梁、桨毂和变距拉杆，其特征在于所述的装置还包括设置在桨毂和扭转套之间的摆振销；所述的摆振销为ー个夹角为90度的双杆结构，圆形截面，一端通过中心支承和水平杆连接在桨毂上；另一端则与扭矩套刚性连接。
2.根据权利要求I所述的ー种提高无轴承旋翼气弹稳定性的装置，其特征在于桨叶静止时，摆振销结构中与中心 支承连接的部分与桨毂轴线垂直，而摆振销与扭矩套连接的部分与桨毂轴线平行。
3.—种权利要求I所述的提高无轴承旋翼气弹稳定性的装置的设计方法，其特征在于所述的设计方法包括如下步骤 第一歩，根据设计要求确定设计变量； 所述的设计变量包括摆振销的水平部分长度和垂直部分长度，如果摆振销为非刚性结构，还要包括摆振销的截面半径尺寸，所述的摆振销为圆形截面； 第二步，依据无轴承旋翼结构强度、空间等要求，确定各个设计变量的上、下限，将每ー个设计变量在上、下限之间等间距分为若干个设计点，将各个设计变量的设计点之间依次组合，从而形成ー个设计空间； 第三步，对设计空间中的每ー个设计点对应的无轴承旋翼气弹稳定性进行求解，得到与设计空间中的设计点一一对应的代表无轴承旋翼直升机气弹稳定性的參数； 第四步，采用ニ阶或多阶多项式响应面函数建立气弹稳定性关于设计点的函数，以设计变量的上、下限作为约束条件求解此函数，从而得到具有最佳的气弹稳定性的无轴承旋翼结构。
4.根据权利要求3所述的设计方法，其特征在于第三步中所述的气弹稳定性求解，过程如下 (1)建立无轴承旋翼桨叶运动的有限元方程 m{q}+[C]{q} + [Kl{q}={Q}(2) 其中[M]、[C]、[K]和{Q}分别是旋翼桨叶总体质量矩阵、阻尼矩阵、刚度矩阵和广义力向量；q是桨叶总体节点位移，q> #分别表示桨叶总体节点位移对时间的ー阶和ニ阶导数； (2)建立无轴承旋翼结构的桨叶运动方程 +[Π ⑷ +[K%q} = {0}⑶ 其中[M' ]、[C' ]、[Γ ]和{Q' }分别是考虑摆振销影响的旋翼桨叶总体质量矩阵、阻尼矩阵、刚度矩阵和广义カ向量； (3)气弹稳定性求解去掉无轴承旋翼桨叶运动的有限元方程中与时间有关的项后如下 [K' (q0)] {q0} = {Q, }(4) 采用迭代法求解上述方程，得到旋翼桨叶的平衡解％，Q0是桨叶平衡时的总体节点位移；假设无轴承旋翼桨叶运动的有限元方程的解q由平衡解％和扰动解△ q组成，即q =Q0+ Δ q,假设扰动运动是关于平衡位置的小扰动，得桨叶的摄动方程为
全文摘要
本发明公开了一种提高无轴承旋翼气弹稳定性的装置及其设计方法，属于直升机动力学领域。本发明在旋翼桨毂和扭转套之间增加了摆振销，设计方法首先确定设计变量以及各个设计变量的上、下限，根据设计需求将每一个设计变量在上、下限之间等间距分为若干个设计点形成一个设计空间。对设计空间中的每一个设计点对应的无轴承旋翼气弹稳定性进行求解，得到与设计空间中的设计点一一对应的表征无轴承旋翼气弹稳定性的参数。最后以设计变量的上、下限作为约束条件求解此函数，得到具有最佳的气弹稳定性的无轴承旋翼结构。本发明设置摆振销能够限制扭矩套的运动，并且可以增加桨叶的摆振阻尼，进而达到提高无轴承旋翼气弹稳定性的目的。
文档编号B64C27/51GK102653315SQ20121014016
公开日2012年9月5日 申请日期2012年5月8日 优先权日2012年5月8日
发明者任毅如, 向锦武, 张亚军, 罗漳平, 郭俊贤, 高文杰 申请人:北京航空航天大学