共轴式直升机双旋翼载荷计算模型研究.pdf

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1、 1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/第卷第期年月航空动 力学报文章编号一一一共轴式直升机双旋翼载荷计算模型研究周 国仪,胡继忠,曹义华,王晋军北京航空航天大学飞行器设计与应用力学 系,北京摘要理论计算和实验测量表明,共轴式直升机在悬停、前飞状态下,上下旋翼桨盘处轴向诱导速度分布与单旋翼直升机 的相类似,本文根据共轴式直升机双旋翼这一特点,引人气动力相互干扰因子,将单旋翼直升机一阶谐波形式 的一静态非均匀人流模型推广到共轴式直升机,建立 了一种共轴双旋翼载荷

2、计算模型,为共轴式直升机飞行动力学建模作前期准备。以某共轴双旋翼为研究对象进行载荷计算,并与国外计算结果进行了对比,两者吻合较好。关键词航空、航天推进系统直升机共轴式直升机共轴双旋翼旋翼空气动力学中图分类号文献标识码一,一,一,一,一,引言共轴式直 升机在飞行 过 程 中,上旋翼尾迹会对下旋翼产生影 响,而下旋翼尾 迹 也会对上旋翼产生影响,即上下旋翼 之 间存在着气 动力 相互干扰现象。由于这种相互干扰,使共轴双旋翼气动特性分析 包括流场分析和载荷计算更加复杂和困难。收稿日期一一修订日期一一作者简介周国仪一,男,江西景德镇人,北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系博士 生,主要从事直升机飞行

3、及控制研究 1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/航空动力学报第卷俄罗斯一直致力 于共轴双旋翼气动特性的研究,主要 是应 用 涡 流理论对上 下旋翼之间 的相互诱导 系数进行估算进而计算旋翼载荷,并进行了大量 的风洞和试飞实验,给出 了旋翼尾迹结构。欧美等西方国家也开展了一些研究工作,但与单旋翼比较起来不够系统。进行了悬停状态 的理论和实验研究,用 的是叶素理论和预定涡模型图。计算分析了悬停和前飞时的旋翼性能,用 的是局部动量理论和预定涡模型,并对尾迹结构进行

4、了测量阁。把上下旋翼当成两个单旋翼分别 来处理,最后 用经验系数对理论计算进行修正闭。将自由涡模型推广到双旋翼系统,给 出了涡系相互作用及尾迹崎变 的情况,但计算的尾迹结构与实验结果有一定差异阁。文献 应 用 涡 流理论模型、方法对共轴双旋翼 的气 动干扰特性、流场结构、性能等问题进行了研究,并测量了共轴 双旋翼流场速度分布。本文根 据共轴 双旋翼 的 流场 结 构 分 析 结果,从工程应用 出发,引人气 动 力 相互干扰因子来描述上 下旋翼之间 的气 动干扰,将单旋翼的一静态非 均 匀人流模型 推广 到共轴双旋翼,这样可以避 开采用 涡流理论模型或方法获 得旋翼 桨盘轴向诱导 速度可 能带来

5、的复杂计算。在此基础上,应用 叶素理论,建立 了一种简单、实用的共轴双旋翼载 荷计算模型,目的是为共轴式直升机飞行动力学建模研究作准备。式 中 召,和 月,夕分别是下 上旋翼的桨叶挥舞角 和 变距 角,。,工,和,分别 是下上旋翼桨叶挥舞锥度角、纵 向、横 向挥舞一 阶谐波系数是上 下旋翼共有 的总距是 下旋翼 的差动变距和分别是横向、纵向周 期 变距,上下旋翼的横向周期变距相 差一个 负号,这是 由上下旋翼运动特性决定的,上下旋翼桨 叶方 位角统一用必表示,疏是桨叶线性扭转率,是旋翼桨叶的半径站位。文献应用激 光测速仪测 量了悬停状态 下共轴 双旋翼 流场及上 下旋 翼 桨盘处三 维 速度

6、分布、滑流 的收缩及桨尖涡结构等,并建立 了自由尾迹 的涡系模型。文献采用方法求解了带动量源项 的三维 不 可压一方 程,对悬停、前飞状态 的共轴 双旋翼 流场结 构、上下旋 翼桨盘处诱导速度及分布、旋翼性能进行了数值模拟。这些理论计算和实验研究表明,共轴式 直升机在悬停、前飞状态下,上 下旋翼 桨盘处轴 向诱导 速度分布 与单旋翼直升机 的相类似,根据这一特性,本文将单旋翼一 阶谐波形式的一静态非均匀人流模型推广 到共轴双旋翼,建立一种共轴双旋翼静态非均匀人流模型、,尹自、卫卫刀下十几犬,会。必丈、占共轴双旋翼载荷计算模型基本假设对上下旋翼作以下基本假设桨叶采用线性扭转,桨叶质量沿展 向均匀

7、分布,且运动过程是 刚性的桨叶挥舞角 和人流角均为小量,桨叶翼型气动力采 用 准定 常线性假设不 考 虑桨尖损失和反 流区,并 忽略压 缩性 和 失速 效 应不 计桨叶 的摆振运 动旋翼 力 和 力矩是周期平均值,不考虑其周期效应。共轴双旋翼 非均 匀入流模型下、上旋翼桨叶挥舞角和变距角 的一 阶谐波形式为夕,一必一,必犬会。沪诬、一氏贡一沪一沪月一沪一必夕。,贡疏一一式必一沪式中,和认分别是下、上旋翼 桨 盘平 面任意 一点的轴向诱导速度,和是下、上旋翼尾迹倾角 的经验函数,和分别 是下、上旋翼桨盘处本身固有 的平均诱导速度,由动量理论给 出,占讥是上旋翼滑 流在下旋翼桨盘处 的诱导速度,作

8、为附加的诱导 速度迭加到下旋 翼桨盘 中,凡是下旋翼滑流在上旋翼桨盘处 的诱导速度,作为 附加的诱导速度迭加到上旋翼桨盘中,称占,和沙。为共轴双旋翼气动力相互干扰因子,它们与上下旋翼间距、直升机飞行状态有关,是一个经验系数。在悬停状态 下,上旋翼下方远处滑 流 的诱导速度是,由此可 知,占的一个取值极限是。由于诱导速度,所在平面是 在下旋翼桨盘的上 方,根 据滑 流理论,有关系式饥,由此得到占的一个取值极限占。在高速飞行状态下,上下旋翼尾迹趋于水平,此时,可以假设上下旋 翼 之间不存 在气 动力 相互干扰,因此,得到戈和的另一个取值极 限一,一。综合上述 1994-2009 China Aca

9、demic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/第期周国仪等共轴式直升机双旋翼载荷计算模型研究分 析,占,和占的取值 范围可确定 为镇占毛和镇占。下旋翼桨叶挥舞运动方程根 据 桨 叶上诸力矩代数和应 为零 的条件,利用式中的 卢,及其一阶、二阶导数,并对周期系数的微 分方程作常 系数近似,可得到关于,和二 阶常系数的下旋翼桨叶挥舞运 动方程国一一门一二一夕。认、一一“十尸方 程 中的 系数矩 阵,和是下旋翼参数、桨叶数、机体运动参数等的解析表达 式,中还 含有 干 扰因子占,几,是下旋翼 的一 阶谐波入流比

10、的常数项,和是 桨毅一风轴系 中的机 体 角速度,各 系数矩 阵较 长,这里从略。同理,可得 到有类似结构 的上旋翼 桨 叶挥舞运动方程。旋翼载荷在桨毅一风轴坐标系中,下旋翼 的拉力,、侧 力、后 向力、滚 转 力 矩、俯仰 力矩和扭转力矩可表示为一釜厂厂一一、一釜“丁一一沪一月沪劝沪户成一亡二,一。,一月不士仁一沪户,一户尹厂幼沪乙了一头一一一二必沪、,一头兀一、一沪 沪、一釜一一,沪其 中,是桨叶单位长度质量,。是下旋翼桨叶数,。是桨叶挥舞铰外伸量,二,动和凡。分别是在桨叶展 向坐标系 中叶素的当地加速度和气动力,表达式分别是之口。方,夕,一几价沪一必必一一一动一告“,石手“万了,石必一万

11、。已酬十研一笋手式 中,和,妇分别是 在机体坐标 系 中的速度分量、角速度分量,是 重力加 速度,、是翼型阻力 系数,是翼 型升 力线斜率,。是翼型弦长,尸是空气密度,丁和尸是 叶素的当地气流速度,其无量纲形式 为十产,必石一几一占月尺,沪一产拼沪十丽万欠尹十甲少贡,一,一命“。一“,一,其中产是下旋翼 的前进比,口是桨尖速度。1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/航空动力学报第卷由 于各中 间表达式项数较多,手 工推 导 式、式非 常困难,本文通过计算机代数

12、语 言软件导 出其表达式,上旋翼作用载荷可作类似推导。它们的表达式很长,此处从略。计算结果及分析以某型共轴双旋翼 为研究对象,对其性能进行了计算,旋翼的具体参数从略。图是下、上旋翼拉 力系数及旋翼总拉力系数 随总距变化情况,一,图和图是单幅旋翼扭矩系数、下旋翼差动 变距角与 总距的计算结果心,氏。图是 拉 力系数与扭矩 系数关系 图一。图图与文献,中的相关曲线的变化趋势是一致的。此时的计算条件是悬停、上下旋翼扭矩平衡。这里 的拉力系数和扭矩系数包含有旋翼实度。众一一,下旋翼翼一一卜上旋翼翼总和和图拉力系数与总距图拉力系数与扭矩系数图是气动力相互干扰因子随前进比的变化情况占,产。利用本文所建模型

13、,以旋翼性能经验参数、俄罗斯 提供的旋翼性能计算结果为参照物 俄方只提供计算结果,而没有提供具体的理论模型,并考虑占和的取值范 围,通 过试凑、计算、判 断,可确 定对应于某一 飞行 状态 的占和占值,获得若干个占和值后,通过曲线拟合可得到占和古随前进比的变化规律。一干扰因子戈戈一一干扰因子乓乓图扭矩 系数与总距一气,尹一图下旋翼差动变距角与总距图相互干扰因子与前进比图是下、上旋翼拉力比随前进比的变化情况产,图 中还给出 了俄罗斯的计算 结 1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reser

14、ved.http:/第期周国仪等共轴式直升机双旋翼载荷计算模型研究果,图 中显 示,两者的变化趋势是 基本 吻合的,且随着前飞速度 的增 大,占和沙逐 渐 减小,上 下旋翼拉力也趋近相等,这说明上 下旋翼 之 间的气动干扰随前飞速度 的增大逐渐减弱。一一本文计算算一一俄罗斯计算算图下上旋翼拉力比与前进比结论本文着眼于工程应用,建立了一种简单、实用的共轴式 直 升机 双旋翼 载荷计算模型,计算结果说 明了气动 力相 互 干扰 因子 的有 效性,所建共轴双旋 翼 载荷计算模型具有一定精度,为开展共 轴式直升机飞行 动 力 学建模等项研究作了理论准备。参考文献王适存 共轴式直升机 的双旋冀气动干扰 问题第 十一届全国直升机年会论文集 山东威海一,一,一仁,一仁,一,一,一,一 梁海涛,郭才根,王平 共轴式直升机飞行性能分析南京航空航天大学学报,一 王平,王适存,郭才根共轴式双旋翼气动特性的固定 尾 迹分析仁 南京航空航天大学学 报,一 高正 主编直升机空气动力学新成果北京 航空 工业出版社,童 自力共轴、纵列 及横列式双旋翼流 动 特 性研究 玉北京北京航空航天大学,一,一,约翰逊著,孙如林译 直升机理论北京 航空工业出版社,