剪刀式无轴承尾桨柔性梁的设计与研制

本文结合剪刀式无轴承尾桨的设计与研制,概要介绍了尾桨的核心构件--柔性梁的构型方案、结构优化、设计分析、以及制造工艺与试验验证等方面的情况.文中着重针对全新的剪刀式无轴承尾桨柔性梁的设计研制特点进行了总结,并分析和讨论了在柔性梁研制中受到关注的一些问题.     

直升机无轴承尾桨柔性梁标定与解耦

本文介绍了一种直升机无轴承尾桨柔性梁标定与解耦技术,该技术能有效地解决无轴承尾桨柔性梁在试验中挥舞弯矩与摆振弯矩的耦合问题,并能有效分离截面上各分项试验载荷,减少其试验误差。     

基于N-S方程的剪刀式尾桨前飞状态气动力计算研究

建立了一个适用于计算剪刀式尾桨前飞状态气动力的数值方法。在该方法中,采用惯性坐标系下的非定常Navier-Stokes方程作为主控方程,使用低数值耗散的Roe格式进行空间离散,并应用高效的隐式LU-SGS格式进行时间推进;采用双时间法以模拟尾桨前飞时的非定常现象;使用运动嵌套网格方法以计入尾桨桨叶的旋转运动。应用建立的方法,首先对有试验数据可作对比的Lynx直升机尾桨悬停状态气动性能进行了计算,验证了所建立方法对尾桨气动性能计算的有效性;同时,针对Helishape 7A旋翼进行了前飞状态气动载荷计算,验证了该方法对旋翼(尾桨)前飞气动载荷计算的有效性。最后,对剪刀式尾桨前飞状态进行了气动力计算,并分析了构型参数对剪刀式尾桨气动力的影响。计算结果表明,前飞状态时,相同总距下剪刀式尾桨的平均拉力要大于常规尾桨,且剪刀式尾桨在90°-180°-270°方位角内的桨-涡干扰现象较常规尾桨严重。     

直升机尾桨气动分析与试飞验证

首先对尾桨的气动特性进行了分析,将尾桨所受气动力进行了严格的公式推导,根据公式将尾桨空气动力的研究转换为对公式中相关参数的研究,然后对尾桨叶片进行了贴片标定,最后通过直升机飞行试验验证了定性分析得到的尾桨气动规律,为后续的尾桨载荷试飞提供了支持。     

尾桨倾斜对直升机飞行性能的影响

自从20世纪70年代美国西科斯基公司在黑鹰上成功采用倾斜尾桨构型方案后,30多年来,先后又有CH53E、S92、AB139等多种大、中型运输直升机采用倾斜尾桨构型,本文主要分析尾桨倾斜对直升机飞行性能的影响,并以某样例直升机为例进行了两种尾桨构型方案飞行性能的对比计算,同时也对倾斜尾桨和常规尾桨设计方案的优缺点进行了讨论.     

复合材料尾减管加载变形仿真分析与试验验证

复合材料尾减管发挥着支撑直升机尾减速器和尾桨的重要作用。由于受尾桨的推力作用尾减管在使用过程中会沿推力方向产生变形,若变形过大会影响尾桨的正常运行进而对直升机安全产生威胁。为掌握复合材料尾减管在限制载荷作用下的变形情况并评估仿真分析的准确程度,对尾减管变形状况进行了有限元仿真和试验验证,仿真与试验的边界条件设置均模拟产品的真实装机状态。研究表明,复合材料尾减管变形位移的试验结果最大值为9.22mm,仿真结果比试验结果的最小值相比高出0.69mm,仿真与试验结果的偏差较小,吻合程度较高。     

剪刀式尾桨悬停状态气动力及噪声特性计算研究

建立了一个基于计算流体力学(CFD) /FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的预测剪刀式尾桨悬停状态气动性能和噪声特性的分析方法.该方法首先采用CFD方法对尾桨流场进行求解,并应用嵌套网格技术对流场空间进行离散.控制方程采用非惯性坐标系下的Navier-Stokes方程,空间方向采用二阶迎风格式(Roe格式)进行求解,时间方向采用隐式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)格式进行推进.在此基础上,采用FW-H方程将尾桨噪声声压扰动传播至远场,以获得尾桨的噪声特性.应用该方法对两种剪刀式尾桨构型(“L”构型和“U”构型)进行了计算研究,对比分析了剪刀式尾桨在气动力和噪声方面与常规尾桨的差别,以及两个重要构型参数(剪刀角和轴向间距)对剪刀式尾桨气动力和噪声的影响规律.计算结果表明,构型参数对剪刀式尾桨气动力和噪声特性影响很大,合理地选择构型参数可以降低尾桨噪声水平.     

正负尾桨距下尾桨两侧噪声特性试验研究

开展正、负尾桨距条件下的尾桨噪声试验研究,并分析推力侧与拉力侧的尾桨噪声指向性差异。首先,在消声试验室中搭建了尾桨悬停状态噪声试验平台;其次,利用布置的传声器阵列,测量了不同传播距离下的噪声量级、尾桨拉力侧和推力侧不同观察角下的噪声水平以及尾桨在正负尾桨距和不同转速下的噪声水平。试验测量结果与理论分析吻合,试验结果表明在拉力侧和推力侧均存在噪声指向性,且拉力侧的噪声水平高于推力侧;在一些观察角下,噪声值不是在0°尾桨距时最小。     

直升机旋翼/尾桨/垂尾气动干扰计算研究

建立了一个基于计算流体力学(CFD)技术的直升机旋翼/尾桨/垂尾气动干扰分析方法。在该方法中,选取Navier-Stokes方程为控制方程,使用二阶迎风的Roe格式进行空间离散,并选取隐式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)格式进行时间推进,湍流模型为B-L(Baldwin-Lomax)模型;为了实现旋翼、尾桨和垂尾网格之间的流场信息交换,采用运动嵌套网格方法。应用所建立的方法,对Helishape 7A旋翼和Lynx直升机尾桨进行了算例计算,并与试验数据进行对比,验证了方法的正确性。着重针对旋翼/尾桨干扰特性进行了计算,并进一步计入垂尾的干扰,对垂尾/尾桨干扰以及旋翼/尾桨/垂尾干扰特性进行了研究,分析了旋翼、尾桨和垂尾相互干扰的规律。结果表明:对于不同的垂尾/尾桨构型,阻塞面积越大,对应的尾桨拉力也较大,但尾桨和垂尾获得的净拉力却减小,且不同阻塞面积下,推力式构型尾桨比拉力式尾桨具有更大的净拉力;然而,在前飞过程中,直升机垂尾对旋翼与尾桨干扰的影响很小。     

轻型直升机分布式电驱动反扭矩系统构型方案的综合评估技术研究

面向直升机电动化技术发展需求，综合考虑直升机尾旋翼系统设计中的总体、气动、结构、动力学、新型能源动力系统等要求，从尾桨飞行性能、使用安全性、维修保障性等方面建立了能够全面综合评估尾桨构型方案的评估方法，用以指导未来电动化直升机的尾旋翼系统设计。本文以国产某轻型直升机尾旋翼系统为设计基准，在满足抗侧风能力与原准样机相当的基础上，针对单涵道变转速、双涵道变转速、三涵道变转速三种电驱动反扭矩系统构型方案，从操纵功效、系统重量、安全性、可靠性等方面综合对比评估了各构型方案的优劣，研究结果表明，三涵道变转速方案相较于其他两种方案综合性能最优，可优先发展并应用于未来轻型直升机电驱动尾旋翼系统。     

直升机主,尾桨自由尾迹相互干扰的数值模拟

本文给出了一种新的旋翼和尾桨干扰的数值计算了方法,通过对常值直升机肇翼和尾桨自由尾迹相互干扰的数值模拟,给出了干扰对旋翼和尾桨非定常气动力以及相应的非定常尾迹几何形状的影响,数值结果表明,悬停时尾桨叶面非定常压力脉动主要是由于在旋翼下洗流的诱导下,尾桨与其自身尾涡于干扰引起的,随着旋翼和尾桨间距的增加,旋翼对尾桨气运特性的影响逐渐减弱。     

直升机尾桨涡环飞行试验研究

根据样机右侧飞的飞行试验,对尾桨涡环现象进行了计算分析;根据右侧飞试验结果,估算出样机悬停回转时尾桨处于涡环状态的偏航角速度范围;将试验结果与国内外的涡环状态判据进行了对比。结果表明,国外的涡环判据不适用于样机的尾桨涡环状态判定,国内的高-辛判据与试验结果一致。     

无轴承尾桨柔性梁设计和试验验证

介绍了无轴承尾桨的结构和受力特点;阐述了无轴承尾桨动力学建模和核心元件柔性梁设计时需要注意的事项;特别针对柔性梁在弯曲疲劳试验时的受力状态进行了详细分析;指出了试验时层间剪应力过大是导致试验件提前失效的原因。     

基于升力面自由尾迹的直升机旋翼悬停性能参数影响研究

 最大悬停效率(FM_max)作为衡量旋翼悬停性能的常用指标,反映了旋翼能达到的最大悬停效率,但不能反映旋翼在一定桨叶载荷范围内保持高悬停效率的能力,本文给出了旋翼悬停保持能力的定义.为更准确地反映桨叶涡量分布,建立了基于升力面理论的桨叶气动模型;考虑有弯度翼型的影响,将涡量布置于翼型中弧线,随后基于自由尾迹模型、耦合刚性桨叶挥舞运动方程、翼型动态失速模型以及二阶精度时间步进格式建立了升力面自由尾迹方法.通过计算模型旋翼在不同桨尖马赫数下的悬停效率,并与试验数据对比,验证了方法的准确性.相比于升力线自由尾迹方法,建立的升力面自由尾迹分析方法能显著提高旋翼悬停效率计算精度.最后分析旋翼关键设计参数对悬停性能的影响,得到设计参数影响旋翼悬停保持能力的新规律.     

直升机尾桨轴疲劳试验技术研究

尾桨轴为直升机传动系统中的关键部件,疲劳破坏为其主要的失效模式。本文结合某直升机尾桨轴的疲劳试验,介绍了疲劳试验设计、试验实施方案设计的工作内容和方法。考虑试验的考核要求,对锥齿面啮合处约束边界进行工程简化,设计了防扭结构。将试验载荷分解到作动器上进行协调加载,实现旋转弯矩和剪力绕尾桨轴轴线的旋转,模拟了真实载荷的传递和分布。根据飞行谱和使用载荷确定低周疲劳载荷谱,并给出了既满足加载要求,又易于实现的加载方法。     

直升机剪刀式尾桨气动特性的研究

对剪刀式尾桨的气动特性进行了实验和分析研究。描述了在模型旋翼台上进行的实验 ,给出了拉力和扭矩随剪刀角变化的实验结果 ,对比了“下旋翼在前”和“上旋翼在前”2种不同布置的影响。实验表明 :“下旋翼在前”布置时的拉力大于“上旋翼在前”布置时的拉力 ;在某些剪刀角布置下会导致较强烈的桨 -涡干扰。然后 ,建立了一个剪刀式尾桨气动特性计算的分析模型 ,并进行了验证。应用这个模型 ,计算了剪刀式尾桨的桨叶诱速分布、升力分布以及桨尖涡位移 ,解释了拉力随不同剪刀角布置而变化的实验结果和实验中出现桨 -涡干扰的原因。最后 ,提出了几点结论。     

桨叶结冰对尾桨气动性能的影响

基于某直升机尾桨桨叶地面结冰试验数据,建立了结冰桨叶的气动计算模型。对NACA0012翼型的气动特性计算表明,翼型升力系数和阻力系数的计算结果与试验数据吻合良好。然后根据所建模型,利用Fluent软件分别计算了某尾桨桨叶翼型结冰前后剖面的气动特性,发现结冰使桨叶翼型升力系数降低,阻力系数增大。最后采用动量一叶素理论结合...     

Design and application of an Electric Tail Rotor Drive Control (ETRDC) for helicopters with performance tests

With the development of electric helicopters’ motor technology and the widespread use of electric drive rotors, more aircraft use electric rotors to provide thrust and directional control. For a helicopter tail rotor, the wake of the main rotor influences the tail rotor’s inflow and wake. In the procedure of controlling, crosswind will also cause changes to the tail disk load. This paper describes requirements and design principles of an electric motor drive and variable pitch tail rotor system. A particular spoke-type architecture of the motor is designed, and the performance of blades is analyzed by the CFD method. The demand for simplicity of moving parts and strict constraints on the weight of a helicopter makes the design of electrical and mechanical components challenging. Different solutions have been investigated to propose an effective alternative to the mechanical actuation system. A test platform is constructed which can collect the dynamic response of the thrust control. The enhancement of the response speed due to an individual motor speed control and variable-pitch system is validated.