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淺析共軸雙旋翼無人直升機系統設計

2019-12-10 22:01瀏覽數:61
2019-12-10 08:15:00

目 錄

1 前言

2 概述

3 共軸雙旋翼無人直升機總體設計

3.1 主要參數分析與選擇

3.1.1槳盤載荷的選擇及方法

3.1.2功率載荷的選擇及方法

3.1.3旋翼實度的選擇及方法

3.1.3槳尖速度的選擇及方法

3.1.5葉片數的選擇及方法

3.1.6動力系統功率的選擇及影響因素

3.2主要參數對需用功率的影響

3.3主要參數對飛行性能的影響

3.3.1懸停升限和垂直爬升速度

3.3.2使用升限,最大爬升速度和最大續航時間

3.3.3最大航程和最大飛行速度

3.4氣動布局

3.5重量重心心分析方法

3.6轉動慣量分析方法

4共軸雙旋翼無人直升機結構設計

4.1機體系統

4.1.1機體主承力結構設計原則

4.1.2機體非承力結構設計原則

4.1.3起落架結構設計原則

4.2傳動系統

4.2.1減速器特點

4.2.2主減速器的結構和工作原理

4.3升力系統

4.3.1旋翼系統

4.3.2槳葉系統

4.4操縱系統

4.4.1半差動

4.4.2全差動

4.5動力系統

5動力學分析

6運動學分析

6.1 運動學研究

6.2 運動學實現

7強度校核分析

7.1強度校核的意義

7.2強度校核的方法

8結論


1 前言

一套完整的共軸雙旋翼無人直升機系統一般有7個系統組成,包括:直升機平臺,飛控系統,動力系統,舵機系統,數據鏈系統,地面站系統,載荷系統。本文主要是針對共軸雙旋翼無人直升機平臺的構造及設計進行了簡要的闡述。

2 概述

“共軸雙旋翼無人直升機具有繞同一理論軸線一正一反旋轉的上下兩副旋翼,由于轉向相反,兩副旋翼產生的扭矩在航向不變的飛行狀態下相互平衡,通過所謂的上下旋翼總距差動產生不平衡扭矩可實現航向操縱,共軸雙旋翼在直升機的飛行中,既是升力面又是縱橫向和航向的操縱面。”

淺析共軸雙旋翼無人直升機系統設計


圖1 共軸雙旋翼無人直升機

3 共軸雙旋翼無人直升機總體設計

3.1 主要參數分析與選擇

共軸雙旋翼無人直升機平臺的主要參數是總體方案的設計變量,它對直升機的性能有著決定性的影響。因此,在直升機平臺總體設計的初始階段就要嚴密地進行參數選擇,直升機平臺總體設計參數關系到平臺的飛行性能,飛行品質,氣動,結構等參數。是屬于頂層設計。對平臺關鍵性指標起著決定性作用,同時也需要結合底層細節設計的數據相互驗證,反復迭代。

直升機平臺的主要參數包括,直升機總重,槳盤載荷,功率載荷,旋翼實度,和槳尖速度等。

3.1.1槳盤載荷的選擇及方法

槳盤載荷的定義:旋翼的拉力與旋翼槳盤面積之比。式中,p表示槳盤載荷,G表示直升機重量,R表示旋翼半徑。

p=G/(πR2)

槳盤載荷應在保證直升機平臺所要求的有效載荷及性能的前提下,使直升機平臺的有效載荷在總重中所占比例最大。在具體設計時,參考與所設計直升機相近的現有直升機平臺的統計數據,根據設計的具體情況來確定,一般可以遵循以下的原則:

1.直升機總重量越大,槳盤載荷也應選得越大,一方面,總重較大時,往往選取更大的能獲得較高的有效載荷,另一方面,對于總重較大的直升機。如果p選得不夠大,旋翼直徑就會過大,在總體布置,使用等方面將引起相應問題。

2.采用渦輪軸發動機時,槳盤載荷可以選得大一些。這樣也可以獲得較大的有效載荷。

3.對以運輸為主,而且對靜,動升限有較高要求的直升機平臺,擬選擇較小的槳盤載荷。

3.1.2功率載荷的選擇及方法

功率載荷q定義為:

q=G/N0

式中:N0海平面標準大氣發動機額定功率。

通過一系列的分析發現:功率載荷和槳盤載荷實質上是遵循能量守恒定律。近年來,大功率的渦輪軸發動機的功重比越來越大,而結構尺寸及耗油率越來越小,使得直升機平臺選擇較大的槳盤載荷和較小的功率載荷成為可能。

3.1.3旋翼實度的選擇及方法

對于矩形槳葉,旋翼實度定義為如下式:

σ=kb/(πR)

式中:b為槳葉寬度,R為旋翼半徑。

它表示槳葉面積和槳盤面積之比,目前常規的直升機σ=0.03-0.1單片槳葉的平均值σ=0.015-0.020。

3.1.3槳尖速度的選擇及方法

槳尖速度計算公式:

v=2πRn

式中:n為旋翼轉速,R為旋翼半徑.

當旋翼半徑R確定后,槳尖速度就取決于旋翼軸轉速n,裝渦軸發動機的直升機槳尖,速度一般不小于200m/s,裝活塞式發動機的直升機,一般160-190m/s。對于飛行速度要求較低的直升機,其槳尖速度也很少低于150m/s。其原因主要在于保持主減速器較小的相對重量,并使旋翼具有一定的旋轉動能。

3.1.5葉片數的選擇及方法

旋翼實度一定時,槳葉片數越多,槳葉弦長越小。其優點是:有利于減小機體的振動水平和槳尖損失,對提高飛行性能有利。缺點是:槳葉片數多,使槳轂結構變復雜,重量和廢阻增加,并因此而增加了維護工作量。而槳葉片數較少的優點是槳轂簡單,重量輕,成本也低;由于槳葉弦長大,槳葉扭轉剛度提高,抗彈擊損傷能力增強;另外,從氣動特性看,槳葉片數少有利于減小槳渦干擾效應。其缺點是不利于減少機體的振動水平。

近年來隨著旋翼槳轂技術的發展。槳轂結構大大簡化,槳轂的阻力,重量,維護性都有了很大改善。這使降低直升機機體的振動水平成為選擇槳葉片數的決定因素,因此,現代直升機一般都選擇槳葉片數多,在中小型共軸無人直升機中,使用最廣泛的是2個葉片數和對應的一種蹺蹺板式旋翼系統。

3.1.6動力系統功率的選擇及影響因素

共軸雙旋翼無人直升機有兩種動力系統,一種是油動系統,另一種是電動系統。對于油動系統,發動機的選擇要求包括,發動機的有效功率,功重比,耗油特性,高度特性,溫度特性,速度特性,啟動特性,加速特性,可靠性等。

發動機功率的選擇首先要求發動機的可用功率應滿足共軸雙旋翼無人直升機在各種飛行狀態下需用功率的要求,在確定直升機的需用功率時,除了旋翼的需用功率外,還應考慮以下功率需求和損失:

1,發動機安裝和進排氣損失,一般占發動機功率的3%-6%左右。

2,傳動損失,主要是減速器的功率損失,約占發動機功率的2%-4%左右。

3,其他損失,根據經驗評估。

對于電動系統,電機的選型要求一般采用無刷電機做動力,無刷電機相對有刷電機壽命更長、性能更穩定。鋰電池同時需要給無刷電機選擇配套的電調,電調的主要功能是將鋰電池的直流電轉化為三相交流電,通過飛控產生的PWM信號(或其他控制指令)調整供給無刷電機的電壓,從而實現電機轉速的控制。 所選的鋰電池電池容量是評估直升機航時的重要指標。根據經驗,電動直升機在15公斤起飛重量下正常飛行所需功率在2500w左右,例如2塊6s,22000mah的電池所能產生的最大功為2*6*4.2(v)*22(A.h)=1108.8Wh。

無刷電機型號的選擇:主要是分析確定共軸雙旋翼共軸直升機所需的最大功率和轉速,無刷電機的KV值:指電機輸入電壓每提高1v,電機空載轉速所增加的量。170KV即說明電機空載情況下,加1V電壓轉速為170n/min,加2V電壓轉速為340n/min。

電動系統功率損失同發動機功率損失評估類似。

3.2主要參數對需用功率的影響

隨著直升機飛行速度的增加,誘導功率不斷減小,廢阻功率迅速增加。

槳盤載荷,只影響單位誘導功率,而誘導功率僅在懸停及飛行速度不大時在總需用功率中占有較大的比重,因此槳盤載荷僅對懸停及飛行速度不大時的總需用功率有較大的影響。

全機單位廢阻僅對飛行速度較大時的總需用功率有較大的影響。廢阻越大,需用功率越大。

3.3主要參數對飛行性能的影響

3.3.1懸停升限和垂直爬升速度

對于油動共軸雙旋翼無人直升機采用較大功率的發動機,可以提高懸停升限,但會增加機體重量,另一種方法是采用渦輪增壓的方式。

當發動機額定功率比直升機懸停時所需功率大時,就有一部分剩余功率可用作垂直上升飛行,顯然,當發動機額定功率一定時,減小懸停時需用功率,即可提高垂直上升速度。

3.3.2使用升限,最大爬升速度和最大續航時間

同懸停升限一致,提高發動機高空特性,即可提高直升機的使用升限和最大爬升速度。

3.3.3最大航程和最大飛行速度

當發動機額定功率一定時,提高最大航程是提高功率利用率,降低全機廢阻功率和阻型功率,減少槳盤載荷。提高最大飛行速度的方法是降低全機廢阻提高發動機可用功率,降低阻型功率。

3.4氣動布局

共軸雙旋翼無人直升機的上下旋翼的誘導速度不同,上下旋翼的氣動特性也不同。表現在當上下旋翼的升力相同時,上下旋翼的扭矩不同;上下旋翼的扭矩相同時,上下旋翼的升力不同。并且上下旋翼的拉力系數和阻力系數以及上下旋翼的扭矩均隨飛行狀態和飛行速度而變化。

一般來說,扭矩相同的情況下,共軸雙旋翼的上下旋翼在懸停狀態的拉力之比為CTlow/CTupp=0.85左右,隨著前飛速度的增加,在μ≥1.5時,CTupp=1.05CTlow。與單旋翼帶尾槳直升機有所不同的是,共軸式直升機的航向操縱是通過改變上下旋翼總距來實現的。因此,在改變了上下旋翼的扭矩分配后,上下旋翼的升力也有所變化。其結果是,伴隨著航向的變化直升機還有升降的變化。因此,這種航向與升降運動的耦合響應,必須通過總距操縱補償來解決。

共軸雙旋翼無人直升機主要氣動布局同單旋翼帶尾槳無人直升機的性能對比如下:

1,采用上下共軸反轉的兩組旋翼用來平衡旋翼扭矩,不需尾槳。

2,與相同重量的單旋翼直升機相比,若采用相同的槳盤載荷,其旋翼半徑僅為單旋翼直升機的70%。

3,在槳盤載荷、發動機和相同的總重下,共軸雙旋翼直升機的總體縱向尺寸僅為單旋翼直升機的60%左右。

4,共軸雙旋翼直升機的懸停效率要比單旋翼帶尾槳直升機高出17% ~ 30%。在相同拉力和旋翼直徑下,剛性共軸雙旋翼的誘導阻力比單旋翼低20% ~ 30%。

5,航向的操縱性好于單旋翼帶尾槳直升機,而穩定性相對較差;由于共軸式直升機的機身較短,故增加平尾面積和采用雙垂尾來提高直升機的縱向和航向穩定性。共軸式直升機的垂尾的航向操縱效率只在飛行速度較大時方起作用。

共軸雙旋翼無人直升機兩副槳葉之間的關系

在前飛時,氣動干擾產生了附加的誘導損失。附加誘導損失的大小與兩旋翼軸向距離 y 與旋翼半徑 E 之比有關。Y=y/E用x表示共軸式直升機兩旋翼之間相互干擾系數。前飛時,kc 和Y 的關系如圖所示,兩旋翼軸向距離增大,則誘導損失減小,為了減小誘導損失和避免兩旋翼相碰,對鉸接式旋翼的共軸式直升機的H值一般均為0.2。

淺析共軸雙旋翼無人直升機系統設計


圖2上下槳間距kc 和Y 的關系圖

3.5重量重心心分析方法

零件的重量控制對共軸無人直升機具有很大的意義,因為重量增大會直接影響共軸ag真人机 的航時,增加額外功率的消耗。在總體設計階段,就需要對直升機的重量重心進行估算。在各個系統結構初步設計完成后,利用三維CAD軟件就能整體評估共軸無人直升機各個系統重量,即全機重量。再用全機重量去校核總體設計階段所設計的重量,是一個反復迭代的過程。根據經驗,共軸無人直升機重量控制有如下三點結論。

1. 槳盤載荷增加會使結構重量降低。

2. 槳尖速度增加在一定的條件下,不使型阻功率過分增加,也會使結構重量有所降低。

3. 直升機總重增加時,結構重量在總重中所占的比例也相應增加,假如不采取其他措施,重量效率就會下降,這對于重型直升機是一個較嚴重的問題。

直升機總體布置中,重心范圍的確定是相當重要的環節,因為這一環節直接影響到直升機的運輸負載能力以及機動性能。

在進行總體布局設計時,應同時進行全機的重心定位,以保證直升機的前后重心位置和變化范圍符合要求。直升機攜帶不同的裝載和燃油量時,其重心位置會發生變化。一般共軸式直升機所允許的重心變化范圍比單旋翼直升機大,位于旋翼軸重心左右一定范圍。重心范圍控制的一個必要條件:在各種飛行狀態下,操縱力的總和繞重心的諸力矩總和都為零。

3.6轉動慣量分析方法

直升機的轉動慣量是直升機做轉動運動時其慣性的度量,它是直升機固有的質量參數,即在直升機總體質量布置和結構設計完成后,該直升機的轉動慣量就確定了。在總體設計階,各個系統結構設計未開始之前就需要對轉動慣量進行估算。當各個系統結構設計完成時,利用三維CAD軟件對總體設計的轉動慣量進行校對,同樣是一個反復迭代的過程。

直升機的轉動慣量的大小取決于直升機的質量和質量分布以及轉動運動時所對應的轉軸位置。直升機的轉動慣量影響無人直升機飛行品質和操縱穩定性。一般而言,共軸式直升機的機身較短,同時其結構重量和載重均集中在直升機的重心處,因而減少了直升機的俯仰和偏航的轉動慣量,提高了操縱穩定性。但機動性不如單旋翼直升機。

4共軸雙旋翼無人直升機結構設計

4.1機體系統

共軸雙旋翼無人直升機的機體系統包括:機體結構和機身結構系統和起落架系統。直升機機體用來支持和固定直升機部件、系統,把它們連接成一個整體,并用來裝載設備,使直升機滿足既定技術要求。機體系統是直升機的重要部件。

4.1.1機體主承力結構設計原則

在使用過程中,機體除承受各種裝載傳來的負荷外,還承受動部件、吊艙等其他設備傳來的動負荷。這些載荷是通過接頭傳來的,所以在機體內部,要設計主要承力結構,以便分散直升機在運動過程中的各種動載荷。

共軸無人直升機的機機體結構設計過程中要協調考慮全機各部件的結構承力型式,決定各主要承力元件的相互位置和連接,處理全機載荷的傳遞和平衡等問題。包括:機身前段,機身中段和機身后段的主要承力結構,分析各個部件的承力方式,然后進行結構承力布置時,應遵循下列原則:

1,在結構承力布置時,在外載荷作用處,必須布置相應的結構承力件來承受和傳遞載荷。可用有限元分析軟件具體分析。也可根據以前的經驗設計。

2,應充分利用承力結構元件,以減輕結構重量,在進行結構承力件布置時,盡量將一些傳遞集中力的接頭布置在相應的同一結構承力元件上,以減少加強承力元件的數量。

3,對半硬殼式結構開口段的結構承力設計,必須在開口附近增加相應的縱向和橫向元件,以保證載荷的合理傳遞。

4,應使傳力路線最短,最直接。

5,承力結構系統之間的連接固定方式,一般選用航空標準的標準件。固定力矩按航標執行。

6,方便檢查主要部件的工作狀況,方便維修。

7,發動機和機體承力部件的固定安裝必須有減震阻尼器,安裝孔為槽型。

8,減速系統和承力部件的安裝牢固,也必須有減震阻尼器。

9,考慮重心變化范圍。

4.1.2機體非承力結構設計原則

共軸無人直升機的機身結構大多為非承力部件,機體外形對直升機飛行性能、操縱性和穩定性有重要影響,設計應遵循以下原則:

1,考慮飛機的氣動性能,盡量將機身廢阻將為最低。

2,易于裝配,維修性能。

3,需要考慮散熱性能。

4,材料和制作工藝一般選用航空符合材料開模。一般來說機殼壁厚0.7-2mm。

5,美觀。

6,和機體結構固定穩定,避免外殼產生顫動。旋翼、尾槳傳給機體的交變載荷,引起機身結構振動,因此,在設計機身結構時,必須采取措施來降低直升機機體的振動水平。

4.1.3起落架結構設計原則

共軸無人直升機起落裝置的主要作用是吸收在著陸時由于有垂直速度而帶來的能量,減少著陸時撞擊引起的過載,以及保證在整個使用過程中不發生“地面共振”。輕型無人直升機的起落架采用雪橇式起落架。這種結構的優點是結構工藝簡單,成本低。根據機體載荷可選用不同的材料制作。航模機可用韌性高的塑料開模制作,植保機可用不銹鋼管,高強度鋁管或者鈦合金管。同時需要注意在起落架上設計減震結構,以緩沖降落的沖擊力。

軍用無人直升機機體結構應該有耐彈擊損傷和抗墜撞的能力。 近年來,復合材料日益廣泛地應用于機身結構,與鋁合金相比較,它的比強度、比剛度高,可以大大減輕結構重量,而且破損安全性能好,成型工藝簡單,價格高。

4.2傳動系統

4.2.1減速器特點

從發動機輸出軸傳遞出來的轉速和扭矩需要經過減速器減速,然后再將轉速和扭矩經過傳動系統,到達螺旋槳,這是共軸無人直升機傳動系統的基本傳遞路線。

減速器一般為齒輪傳動式主減速器, 它有發動機的功率輸入端以及與旋翼傳動軸相聯的功率輸出端,是直升機上主要動部件之一,也是傳動裝置中最復雜、最大、最重的一個部件。

主減速器的工作特點是減速、轉向及并車。它將高轉速小扭短的發動機功率變成低轉速、大扭距傳遞給旋翼軸,在無人直升機中它還起作中樞受力構件的作用,它將直接承受旋翼產生的全部作用力和力矩并傳遞給機體。

4.2.2主減速器的結構和工作原理

對于軸系,一般至少應有上下旋翼軸和套筒三部分組成。上旋翼通過槳轂與內軸相連,內軸穿過與下旋翼連接的外軸,在與外軸的交匯處通過軸承隔開,在此,軸承一方面將內外軸的運動隔開,一方面使外軸對內軸在該點進行支撐。內軸在下端與下錐齒輪連接并通過軸承由減速器殼體支撐。套筒與減速器殼體固連并在下自動傾斜器處通過軸承對外軸支撐。外軸在下端與上錐齒輪通過平鍵或花鍵相連并通過軸承與減速器殼體連接。
由氣動分析可知,上旋翼在相同功率下的升力大于下旋翼,尤其是在懸停和低速飛行狀態,而上旋翼軸相對下旋翼軸又細又長,因此,存在上旋翼軸危險截面的彎扭組合應力遠大于下旋翼軸的嚴重情況。設計時應予以注意。

發動機輸出軸傳遞出來的轉速和扭矩通過一定傳動比i1通過皮帶傳遞給減速器輸入端。然后經過兩個同軸的傘齒減速為n3,n3為兩個螺旋槳的轉速。大小相等,方向相反。

皮帶輪傳動比

采用皮帶輪傳動的主要目的是減少機身震動水平。

主動輪轉速為:n1
主動輪直徑為:a
被動輪轉速為:n2
被動輪直徑為:b

由a/b*A=B i1=n1/n2可以計算出減速器輸入端的轉速n2。

2,減速器傳動比

傳動比(i2)=主動輪轉速(n2)與從動輪轉速(n3)的比值=齒輪分度圓直徑的反比=從動齒輪齒數(Z3)與主動齒輪齒數(Z2)的比值。即:i2=n2/n3=D3/D2; i2=n2/n3=z3/z2。

如果減速比一定,在無人直升機螺旋槳所需的最大轉速范圍內,也可反推出發動機輸出軸的轉速。是否符合發動機正常工作的范圍。齒輪的模數和齒數的關系: 模數m = 分度圓直徑d / 齒數z = 齒距p / 圓周率π。在設計階段設計合理的傳動比,就可得出齒輪分度圓的大小和齒數就可按傘齒加工標準生產。

主減速器外殼為鋁合金(或鎂合金)鑄件或者機加工件,構成主減速器的主要承力構件,內部裝有帶傘齒齒輪及軸系的減速裝置和滑油潤滑系統附件。旋翼軸從頂部伸出,四周有與機身固定的安裝座。主減速器必須設置獨立、自主式潤滑系統,用于減少齒輪和軸承面的摩擦和磨損,防過熱、防腐蝕、防劃傷并通過滑油循環流動以排出磨損產物。 主減速器潤滑系統應保證在各種工作條件下潤滑可靠,散熱充分,系統密封好,滑油消耗小,帶有金屬磨損物探測報警裝置維護檢查方便。設計齒輪減速器系統應遵循以下原則:

1,檢查維修方便。

2,便于加油潤滑,設計加油口。

3,密封,常用的有密封圈。

4,強度足夠。

5,加工安裝方便,成本低。

6,軸承的選用,按受力方式不同,選用不同類型的軸承。凡是有轉動需求的地方都要用軸承,且考慮潤滑。

7,緊固件的選擇及擰緊力矩符合航空標準。

上述共軸ag真人机 的減速器,適用于中小型無人直升機,通用大型直升機的減速結構比這要復雜很多,通常會設計無極調速機構,通過各種齒輪的嚙合,來滿足大載重長航時的要求。這是一個復雜而龐大的工程,就算是做新機,也得繼承已有的機型80%以上的參數。

淺析共軸雙旋翼無人直升機系統設計


圖3 共軸雙槳直升機減速器
4.3升力系統

4.3.1旋翼系統

旋翼型式是指旋翼槳葉與旋翼軸的連接方式,也就是旋翼槳轂的結構型式,不同的旋翼型式其動力學特性及設計特點有明顯的差別。

4.3.1.1鉸接式旋翼

槳葉通過槳轂上的揮舞鉸(水平鉸)、擺振鉸(垂直鉸)及變距鉸(軸向鉸)與旋翼軸相連,通過三個鉸實現槳葉的揮舞、擺振和變距運動。這些鉸有不同的排列方式,一般都采用金屬滾動軸承實現構件之間的相對運動。

鉸接式旋翼其槳葉在揮舞、擺振方向根部是鉸支的,扭轉(變距)則屬于根部鉸支而又帶彈性約束(操縱系統約束)。

現代的鉸接式旋翼廣泛采用層壓彈性體軸承代替金屬滾動軸承,在有些直升機的旋翼上甚至采用一個球面彈性軸承來實現三個鉸的功能。例如星形柔性旋翼、球柔性旋翼。由于彈性軸承的剛度較小,對于采用層壓彈性體軸承實現槳葉揮舞、擺振和扭轉運動的旋翼仍屬鉸接式旋翼,結構復雜。適用于大型直升機。

4.3.1.2無餃式旋翼

無揮舞鉸和擺振鉸,只保留變距鉸,槳葉的揮舞、擺振運動完全通過槳根彈性變形來實現。槳葉在揮舞、擺振方向根部是固支的,扭轉與鉸接式相同。結構簡單,適用于小型航模無人直升機。

4.3.1.3蹺蹺板式旋翼

只有兩片槳葉,共用一個水平鉸,無垂直鉸,有變距鉸。槳葉在揮舞面內:對稱載荷—無鉸式—根部固支,反對稱載荷—鉸接式—根部鉸支;槳葉在擺振面,同無鉸式,根部固支;槳葉的扭轉同鉸接式。

蹺蹺板式旋翼頭的周期變距是通過變距鉸來實現。其優點是槳轂構造簡單,去掉了擺振鉸,兩片槳葉共同的揮舞鉸不負擔離心力而只傳遞拉力及旋翼力矩,軸承負荷比較小,但是,這種旋翼操縱功效和角速度阻尼比較小,為了加大角速度阻尼,這種形式的旋翼都要帶機械增穩裝置——穩定桿(平衡副翼),沒有辦法改善操縱功效,對于機動性要求較高的直升機,上述缺點就很突出。

4.3.1.4無軸承式旋翼

無揮舞、擺振、變距鉸,揮、擺、扭運動完全通過槳根柔性梁來實現, 槳葉在揮、擺方向根部支持同無鉸式,扭轉(變距)為彈性約束。新型旋翼,前景光明。

綜上所述四種旋翼形式,中小型共軸雙旋翼無人直升機采用蹺蹺板式旋翼比較廣泛。對于一些小型航模ag真人机 也有才有無餃式旋翼。

4.3.2槳葉系統

槳葉是提供升力的重要部件,對槳葉設計除去氣動力方面的要求之外,還有動力學和疲勞方面的要求。例如所設計的槳葉的固有頻率不與氣動激振力發生共振,槳葉,揮舞,擺振基頻滿足操縱穩定性和“地面共振”等要求;槳葉承力結構能有高的疲勞性能或采用破損安全設計等等。旋翼槳葉的發展是建立在材料、工藝和旋翼理論基礎上的。依據槳葉發展的先后順序,它有金屬槳葉,復合材料槳葉等形式。

1.金屬槳葉

金屬槳葉是由擠壓的D型鋁合金大梁和膠接在后緣上的后段件組成。后段件外面包有金屬蒙皮,中間墊有泡沫塑料或蜂窩結構,這種槳葉氣動效率高,剛度好,同時加工比較簡單,疲勞壽命較高。

2.復合材料槳葉

復合材料槳葉結構,主要承力件“C”形大梁主要承受離心力并提供了大部分揮舞彎曲剛度,它是由抗拉及彎曲方面比剛度和比強度較高的零度單向玻璃纖維預浸帶構成。在翼型前部和后部各布置了一個“Z”形梁。前后“Z”形梁 與蒙皮膠接在一起,使槳葉剖面形成多閉室結構;另外,槳葉蒙皮全部采用了與展向呈 +-45度的碳纖維布鋪成,顯然這些都是為了提高槳葉的扭轉剛度。槳葉采用泡沫塑料作為內部支承件,前緣包有不銹鋼片防止磨蝕。

在市場上,有一些成品的槳,主要參數包括最大轉速,材料,升力,機翼型,扭轉角以及推薦匹配發動機的型號等。還可以根據直升機總體參數具體參數,如起飛重量,載荷,機體重心,槳轂安裝結構等,定制槳葉,但是定制槳成本較高。

淺析共軸雙旋翼無人直升機系統設計


圖 4 小型復合材料槳

4.4操縱系統

共軸雙旋翼無人直升機,按航向操縱類型來分,有兩種典型的航向操縱結構形式即半差動和全差動形式,按結構形式來分,有軸內操縱和軸外操縱。半差動結構簡單,全差動結構復雜。操縱效果好。在中小型共軸雙旋翼無人直升機一般采取半差動的方式,半差動方案只改變下旋翼總距,由此引起的垂向運動耦合較大。然而,通過總距補償完全可以解決問題。

4.4.1半差動

“大多數共軸式直升機采用的是半差動航向操縱形式,總距、航向舵機固聯在主減速器殼體上,縱橫向舵機固聯在總距套筒上,隨其上下運動。舵機輸出量通過拉桿搖臂、上下傾斜器和過渡搖臂變距拉桿傳到旋翼上,使其轉過相應的槳距角,以實現操縱的目的。”

4.4.2全差動

“全差動航向操縱方案是指在航向操縱時大小相等方向相反地改變上下旋翼的總距從而使得直升機的合扭矩不平衡,機體產生航向操縱的力矩。由于在操縱時上下旋翼的總距總是一增一減,因此航向操縱與總升力變化的耦合小,即用于由于差動操縱引起的升力變化所需的總距補償較小。”

4.5動力系統

共軸雙旋翼無人直升機作為一個需要動力系統的機械設備,在總體設計階段,應確定直升機的主要參數,如最大續航時間,最大飛行速度 ,有效任務載荷,主旋翼長度,.自重,最大起飛重量,升限,工作溫度,任務載荷等等,可以根據這些指標,根據已有樣機的設計經驗,來選擇大致合適的動力裝置。同時,也可以根據動力裝置的型號和具體參數反推出能設計的直升機的大致參數。

無人直升機動力裝置大體上分為三類,即航空活塞式發動機,航空渦輪軸發動機和電動。

在通航直升機發展初期,均采用技術上比較成熟的航空活塞式發動機作為直升機的動力裝置。但由于其振動大,功率質量比和功率體積比小、控制復雜等許多問題。人們就利用已經發展起來的渦輪噴氣技術尋求性能優良的直升機動力裝置,從而研制成功直升機用渦輪鈾發動機。 渦輪軸發動機較活塞式發動機更能適合直升機的飛行特點。當今世界上,除部分小型直升機還在使用活塞式發動機外,渦輪軸發動機已成為直升機動力裝置的主要形式。而電動直升機一般用于超小型無人直升機,在航模領域用的非常多。隨著這幾年鋰電池技術的發展,電動無人直升機的航時和載重也有顯著提高,但航時和載重也是限制電動無人直升機發展的的一個重要因素。

5動力學分析

共軸雙旋翼無人直升機動力學分析包括三大方面,機體動力學,旋翼系統動力學和傳動系統動力學。進行動力學計算的目的如下。

1,仿真不同工況,預測系統性能。

2,獲取不同工況的飛行載荷特性,用于強度設計。

3,分析各種動態工況載荷,用于載荷譜設計和疲勞壽命計算。

4,得到最佳的控制方式,保證系統動態性能。

三大系統的動力學特性主要指機體模態特性,即固有振型以及對應的固有頻率,可通過有限元軟件建模進行分析,其中旋翼動力學最為復雜。旋翼動力學對直升機的動力學問題往往起著重要的以至決定性的作用,甚至對直升機的飛行品質也有重要影響。

旋翼槳葉主要有三個方向的運動:

揮舞(水平)方向、擺振(垂直)方向以及扭轉(變距)方向,相應地也就有這三個方向的模態特性。

槳葉的模態特性可以采用有限元法進行計算,從而得到旋翼槳葉揮舞、擺振、扭轉各階固有頻率隨旋翼轉速Ω的變化規律以及固有振型。

一般對鉸接式旋翼,三種類型的振動可分別進行分析,即認為是相互獨立的。實際上這三類振動之間存在著耦合,特別對彈性鉸、無鉸式和無軸承式旋翼。

6運動學分析

翼操縱機構是直升機的核心部件之一,主要用于實現旋翼槳距角的周期自動調節和接受控制指令后主動改變旋翼槳距角,以控制直升機的姿態和位置。

6.1 運動學研究

通過操縱機構運動學研究,推導得到精確的操縱機構運動學解,用于共軸雙旋翼無人直升機的精確位置控制。直升機的升力和推進力主要由旋翼軸帶動旋翼和操作機構來實現的,直升機工作時,上,下旋翼開始回轉,舵機接受控制指令后,分別驅動上,下旋翼操縱機構來實現旋翼槳距角的變化,以調節直升機的姿態和位置。

6.1 運動學實現

共軸雙旋翼無人直升機的操縱由飛控姿態解算后得到姿態控制指令,通過控制舵機控制傾斜盤的周期變距及總距,來控制飛機橫滾,俯仰,偏航,升降的動作。

共軸雙旋翼無人直升機的運動學分析是建立在結構設計基礎上的,貫穿整個結構設計階段,對全機運動機構進行運動模擬分析及仿真,避免裝配干涉,確保整套機構在運動上功能的實現,根據仿真結果,優化結構設計在功能上的缺陷。運動學分析實現一般是靠三維CAD軟件模擬仿真,一般步驟如下:

1,設置各個零部件之間的約束關系。

2,施加動力源。

3,得出結果。

對于共軸雙旋翼無人直升機,運動學分析最重要的部件是旋翼系統操縱系統的仿真模擬。因為旋翼和操縱是一個復雜的連桿機構組件,需要通過分析直升機各種飛行姿態,推出機構在相應飛行姿態下的運動學關系,保證旋翼和操縱組件具有可調節的運動量程,同時,為舵機標定提數據指導。

共軸雙旋翼無人直升機基本飛行姿態有:

1,升降運動:靠槳葉總距的升降變化。

2,航向運動:靠傾斜盤的周期變距和上下槳葉總距的差動變化。

3,俯仰運動:靠傾斜盤的周期變距和上下槳葉總距的差動變化。

7強度校核分析

7.1強度校核的意義

共軸雙旋翼無人直升機的結構件所用材料在荷載作用下,材料發生破壞時的應力稱為強度。強度校核分析的作用是計算和分析結構在載荷作用下的應力、變形分布規律和屈曲模態,為其他方面的結構設計提供依據。 校核各個系統結構是否滿足強度要求,若強度過剩較多,可以減小結構承力件尺寸,優化結構設計方案。

7.2強度校核的方法

強度校核包括兩方面內容,一方面是結構靜強度校核,另一方面是疲勞強度校核。本文僅對結構靜強度校核的方法做簡要介紹,靜強度分析流程及方法如下。

1.工具:ansys workbench或sw sumulation.

2.前處理

導入模型,模型簡化,網格劃分。

3.求解設置

根據實際工況,摩擦系數,環境溫度等,加約束。

根據實際載荷工況,施加力。

4.后處理

求解,運行,分析數據。

淺析共軸雙旋翼無人直升機系統設計


圖5靜強度分析實例

8結論

中小型共軸無人直升機平臺設計是一門綜合性學科。設計過程中,各個系統的參數和總體設計參數是要相互論證,反復迭代,才能設計出一款性能卓越的直升機平臺。

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