悬停状态下跷跷板式无轴承尾桨气弹稳定性研究

赵文梅,李建伟,赵 军,冯拯桥

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

悬停状态下跷跷板式无轴承尾桨气弹稳定性研究

赵文梅,李建伟,赵 军,冯拯桥

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

以某跷跷板式无轴承尾桨为研究对象，开展具有跷跷板与无轴承双重结构特性的尾桨的气弹稳定性分析研究。在考虑了集合型振型与周期型振型两种尾桨振型的基础上，建立跷跷板式无轴承尾桨动力学模型，研究了尾桨转速、尾桨总距及阻尼器阻尼刚度对尾桨摆振阻尼和阻尼比的影响。数值分析研究表明尾桨阻尼器阻尼刚度对尾桨气弹稳定性具有显著影响，通过控制阻尼器刚度可以有效提高该型尾桨气弹稳定性。

跷跷板；无轴承；尾桨；阻尼器；气弹稳定性

0 引言

直升机尾桨作为直升机主要动部件之一，承担平衡反扭矩、提供航向操纵等重要作用[1]。相比于旋翼，尾桨具有尺寸小、转速高、结构相对简单等特点，因此，很多旋翼系统新技术都是从尾桨系统最先开始使用，并逐步成熟的。无轴承旋翼系统作为先进的旋翼系统设计技术，也是在尾桨上最先开始应用。作为一种先进尾桨结构型式，无轴承尾桨通过复合材料柔性梁的弹性变形取代传统尾桨毂的水平铰、垂直铰和轴向铰，实现桨叶的挥舞、摆振和变距运动。相比于传统铰接式尾桨，具有结构简单、维护方便等优点。目前，无轴承尾桨在国外直升机上得到广泛应用，例如美国的UH-60、德国的BO-108、意大利的EH-101以及法国的AS350B1等[2]。

跷跷板式旋翼或尾桨，具有两片桨叶并通过中心挥舞铰连接，因而桨叶具有较大的绕中心铰的整体刚性角运动。跷跷板式尾桨具有结构简单，易于维护等优点，多用于轻型直升机。目前，我国正开展无轴承旋翼系统的相关研究工作[3-5]，跷跷板式无轴承尾桨作为无轴承型旋翼或尾桨系统的一个重要应用，一方面具有无轴承尾桨的特点，两片尾桨叶通过柔性梁连接在一起；另一方面具有跷跷板式尾桨的特点，尾桨叶与尾桨毂通过水平布置的弹性挥舞铰连接起来，在融合两者的优点的基础上，也给设计与分析工作带来了新的难点。

跷跷板式无轴承尾桨虽然结构简单,但是动力学特性相比于传统的铰接式结构发生了显著改变。其一，桨叶载荷通过柔性元件的多路线传递给桨毂，导致传力路径与传力特性相对复杂；其二就是跷跷板无轴承尾桨具有复杂的弯曲-扭转耦合特征；其三就是跷跷板式无轴承尾桨挥舞方向在对称载荷作用下是固支的，在反对称载荷下是铰支的。正是跷跷板式无轴承尾桨特殊的结构特性与复杂的力学特性，使得跷跷板式无轴承尾桨的气动弹性稳定性分析工作具有研究价值，也是直升机尾桨设计亟待解决的问题。国内对于无轴承旋翼或尾桨开展了广泛的研究：高文杰[3-4]对具有复合材料柔性梁的无轴承旋翼进行了悬停状态的气弹稳定性分析；邓景辉等[5]对无轴承尾桨的柔性元件的设计开展了计算分析工作；江湘清等[6]对悬停状态下的无轴承尾桨开展了气弹稳定性分析工作。但在跷跷板式无轴承尾桨的气弹稳定性分析方面国内尚未开展全面的研究工作。

本文以某跷跷板式无轴承尾桨为研究对象，首先介绍了跷跷板式无轴承尾桨的结构，然后基于CAMRADII软件建立了具有跷跷板和无轴承双重结构特性的尾桨动力学模型，最后从尾桨转速、尾桨总距以及阻尼器阻尼刚度三个方面，开展了跷跷板式无轴承尾桨的气弹稳定性分析研究。

1 跷跷板式无轴承尾桨的结构参数

跷跷板式无轴承尾桨的尾桨叶柔性梁通过两个螺栓与上、下夹板相连，下夹板通过一个螺栓和叉形件连接。尾桨的主要结构参数如表1所示：

表1 跷跷板式无轴承尾桨的结构参数

2 跷跷板式无轴承尾桨动力学模型

基于AMI公司开发的旋翼动力学与空气动力学分析软件——CAMRADII软件，利用其中的颤振分析模块，建立尾桨动力学分析模型，开展尾桨气弹稳定性分析研究。由于CAMRADII软件只有跷跷板尾桨和无轴承尾桨的计算模块，而没有针对跷跷板式无轴承尾桨的计算模块，本文在无轴承尾桨模型的基础上加入跷跷板尾桨叶的挥舞中心铰，从而实现了跷跷板式无轴承尾桨的建模。首先，将跷跷板式无轴承尾桨作为工程梁处理：以袖套、桨叶作为第一根梁，采用具有二阶非线性计及结构阻尼的中等变形弹性梁模型；以柔性梁作为第二根梁，采用有限旋转大变形梁模型，其次，将它们分别在袖套连接点和支撑轴承连接点处进行变形协调，构成双路传力结构，以便能较好地描述根部柔性梁结构的大变形。最后在两片桨叶与桨毂连接的夹板夹持区作刚性段处理，并在夹板中央布置挥舞铰。考虑到跷跷板尾桨的特点：挥舞方向在对称载荷作用下是固支的，两片尾桨叶挥舞振动是同相的，尾桨整体振型为集合型；在反对称载荷下是铰支的，两片尾桨叶挥舞振动相位相差π，尾桨整体振型为周期型。在对称载荷作用下将挥舞铰关闭，在反对称载荷作用下将挥舞铰打开。图1描述了所建立的跷跷板式无轴承尾桨动力学计算模型。

翼型二元气动特性计算采用准定常理论，其升力系数、阻力系数、力矩系数随马赫数、攻角的变化关系来源于翼型风洞吹风数据表。尾桨入流模型采用Dress线性入流模型。尾桨气动力计算考虑桨尖损失的影响，并计及桨叶的气动负扭转。而气弹稳定性计算则同时考虑气动阻尼和结构阻尼的影响。因为挥舞方向和扭转方向的气动阻尼较大，不易出现气弹不稳定问题，所以本文仅考虑摆振方向的摆振阻尼及阻尼比随转速、总距及支撑轴承阻尼刚度变化的情况。

图1 跷跷板式无轴承尾桨动力学计算模型

3 跷跷板式无轴承尾桨气弹稳定性仿真分析

3.1 尾桨转速对气弹稳定性的影响

考虑尾桨转速在0.4倍至1.2倍额定转速范围内变化，图2和图3分别显示了尾桨整体振型为集合型和周期型时，摆振阻尼及阻尼比随尾桨转速变化的结果。数值分析结果表明，集合型与周期型两种整体振型在低转速状态下摆振阻尼和阻尼比变化不大，而在高转速状态时，集合型的阻尼和阻尼比有所升高，周期型的阻尼和阻尼比有所降低，两者呈现相反的变化趋势。因此，在高转速状态，尾桨转速对尾桨气弹稳定性具有一定影响。

图2 尾桨集合型整体振型摆振阻尼与阻尼比随转速比的变化

图3 尾桨周期型整体振型摆振阻尼与阻尼比随转速比的变化

3.2 尾桨总距对气弹稳定性的影响

图4和图5分别显示了尾桨整体振型为集合型和周期型，尾桨总距在-9.5°至17.5°变化时，摆振阻尼及阻尼比随尾桨总距变化的结果。数值分析结果表明尾桨整体振型无论是集合型还是周期型，在偏离中立总距(7°)时，阻尼和阻尼比呈现强烈的非线性变化。但是，两者的变化趋势显著不同，集合型的摆振阻尼及阻尼比在尾桨总距为0°时最小，而周期型的摆振阻尼及阻尼比在尾桨总距为17.5°时最小。因此，尾桨总距变化对尾桨气弹稳定性有重要影响，尤其是在最大总距和0°总距时气弹稳定性最差。

图4 尾桨集合型整体振型摆振阻尼与阻尼比随总距的变化

图5 尾桨周期型整体振型摆振阻尼与阻尼比随总距的变化

3.3 阻尼器性能对气弹稳定性的影响

支撑轴承作为尾桨叶和柔性梁的连接件，可以提供一定的摆振阻尼，作为双路传力的一个传力路径，其阻尼刚度对气弹稳定性的影响值得探讨。考虑阻尼器的阻尼刚度在60N/m至45700N/m范围内变化，表2和图6给出了一阶摆振阻尼随阻尼器阻尼刚度变化的情况。数值分析结果显示，对于两种振型，摆振阻尼随阻尼器阻尼刚度的变化趋势一致，且阻尼刚度在3050N/m附近时获得最大一阶摆振阻尼，此时尾桨的气弹稳定性最好。而随着阻尼器阻尼刚度继续增大，一阶摆振阻尼则逐步减小。由此可知，将尾桨阻尼器阻尼刚度控制在3050±2000N/m范围之内，对提高该型跷跷板式无轴承尾桨稳定性是一种有效的办法。

表2 一阶摆振阻尼随阻尼器阻尼刚度变化

图6 一阶摆振阻尼随阻尼器阻尼刚度的变化

4 结论

本文基于商业软件CAMRADII建立了跷跷板式无轴承尾桨的动力学模型，分别考虑尾桨整型为集合型和周期型时，尾桨转速、尾桨总距以及阻尼器阻尼刚度对于尾桨气弹稳定性的影响。数值分析计算结果表明，尾桨转速和总距对于跷跷板式无轴承尾桨的气弹稳定性具有显著影响，但是限制尾桨转速和总距变化范围会使尾桨的机动性能降低，不利于工程设计使用；而通过对阻尼器阻尼刚度对尾桨气弹稳定性的影响的分析研究发现，将尾桨阻尼器阻尼刚度控制在3050±2000N/m范围之内，可以有效提高该型跷跷板式无轴承尾桨的气弹稳定性。

[1] 张呈林. 直升机部件设计[M]. 南京：航空专业教材编审组,1986.

[2] 倪先平. 直升机手册[M]. 北京：航空工业出版社, 2003.

[3] 高文杰, 张 野. 考虑耦合变形的无轴承旋翼气弹稳定性分析[J].沈阳航空工业学院学报?, 2010，27(5): 1-5.

[4] 高文杰, 吕冬青. 具有复合材料柔性梁的无轴承旋翼气动弹性稳定性[J]. 振动与冲击, 2012，31(22): 151-156.

[5] 邓景辉, 吴明忠, 洪 蛟, 等. 复合材料无轴承尾桨柔性元件设计计算分析[J]. 南京航空航天大学学报, 2004, 36(1): 82-86.

[6] 江湘清, 张呈林, 王浩文, 等. 悬停状态下无轴承尾桨气弹稳定性分析[J]. 南京航空航天大学学报, 2001, 33(3): 82-86.

Aeroelastic Stability Analysis for Bearingless-Teeter Tail Rotor

ZHAO Wenmei, LI Jianwei, ZHAO Jun, FENG Zhenqiao

(China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezheng 333001，China)

In the background of bearingless-teeter tail rotor, considering the structure characters of both teeter rotor and bearingless rotor, a numerical method for aeroelastic stability analysis was developed. With considering collective mode and cycle mode of tail rotor, also with establishing the dynamical model of bearlingness-teeter rotor, the effects on the lag damping and damping ratio of tail rotor were researched by considering three aspects, including the rotate speed, collective and the damper stiffness of tail rotor. Numerical analysis showed that the stiffness of tail rotor damper had a significant effect on the aeroelastic stability of tail rotor; through controlling the stiffness of damper could effectively improve the aeroelastic stability of tail rotor.

bearingless; tail rotor; damper; aeroelasticity

2015-08-31 作者简介：赵文梅(1986-)，女，甘肃敦煌人，硕士，工程师，主要研究方向：直升机旋翼动力学。

1673-1220(2016)01-007-04

V211.47

A