60小型无人倾转旋翼机动力传输系统设计与需用功率校核-张梁(6)

60小型无人倾转旋翼机动力传输系统设计与需用功率校核-张梁(6) 第二十八届(2012)全国直升机年会论文 小型无人倾转旋翼机动力传输系统设计与需用功率校核 张 梁 徐锦法 夏青元 崔德龙 (南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，南京，210016) 摘 要:本文根据无人倾转旋翼飞行器特点，设计了一套动力传输系统，用以达到减轻机身重量、降低成 本支出、提高工作效率的目的。本动力传输系统使用一台双缸两冲程汽油发动机作为动力输出，包括动力 总成以及倾转机构，动力总成包括发动机、动力输出组件、动力传输齿轮箱、短舱齿轮箱等，倾转机构包 括倾转连接机构与倾转驱动机构。文章最后进行了发动机选型与需用功率校核计算，得出结论为所选发动 机符合设计功率要求，本动力传输系统设计满足小型无人倾转旋翼机两种飞行模式要求。 关键字:无人机; 倾转旋翼机; 动力传输; 倾转机构 1 引言 倾转旋翼机是一种特殊的飞行器，其可以通过倾转短舱实现各种飞行模式，短舱倾转角度范围一般为-5? ~ 95?。倾转旋翼机不仅具有直升机悬停和垂直起降的功能，还具有固定翼飞机高速巡航的能力。并且与传统直升机相比，倾转旋翼机具有高速巡航和空中运输等优点，与传统固定翼飞机相比，其具有短距/垂直起降的优点。因此倾转旋翼机适合各种复杂环境使用。 [1-3]XV-15、V-22、BA609等倾转旋 翼机都设计使用双发动机，每台发动机 直接位于短舱之中，这样的优势是动力 传输轴可大幅缩短，并且发动机可以通 过旋翼下洗流进行冷却。但是对于小型 无人倾转旋翼机而言，使用双发动机无 疑会增加飞行器总重，并且为了保持两 旋翼的同步旋转，中间同样需要一根动 力传递轴。因此本文采用了一种新型的 单发动机动力机构。采用单发动机不仅 可以减轻飞行器重量，降低成本，还可 图1 小型无人倾转旋翼机总体结构示意图 降低发动机控制律复杂程度。短舱通过 步进电机和涡轮蜗杆机构驱动，结构符合小型无人飞行器设计特点。倾转旋翼机总体结构如图1所示，包括汽油发动机、动力传输齿轮箱、倾转机构、蜗轮、步进电机驱动组件等。 2 倾转旋翼机各组件构成及特征 本节将具体介绍倾转旋翼机各组件特征，包括发动机动力输出、动力传输齿轮箱、短舱齿轮箱、倾转连接机构和倾转驱动机构等。这些组件是构成倾转旋翼机的重要组成部分，可完成倾转旋翼机直升机模式和固定翼模式飞行任务。 373 整架飞机采用Y12角铝作为机身骨架。机架结构如图2表1 飞行器各部件重量 所示，使用角铝在降低飞机重量同时还保证了飞机机身强度。 部件 重量 (kg) 整机机身分为三段，机头与机尾同样采用角铝作为骨架，并通 机身(包括机架) 6.06 过螺栓与机架相连。 如图2所示，发动机采用DLE-111双缸两冲程汽油发动发动机 2.87 机，动力输出组件主要包含发动机与离合器。发动机输出轴与发动机动力传输齿轮箱 1.98 离合器摩擦片相连，动力传输轴与离合器外壳相连。发动机输 倾转连接组件 2.33 出轴通过离合器与动力传输轴将动力送入动力传输齿轮箱。发 倾转驱动组件 0.52 动机启动时，低转速下发动机轴与动力传输轴脱开，发动机轴 可自由旋转;当具有一定转速之后，离合器结合，发动机传递驱动轴 1.04 动力给短舱旋翼。离合器优势在于发动机启动阶段可保护操作短舱 2.61 人员免于被旋翼所伤。 旋翼(6片) 1.23 发动机动力传输齿轮箱是一重要部件，其可以将单发动机 动力均匀分配给两侧旋翼。如图2所示，发动机动力通过动力机翼+垂尾+平尾 1.52 传输轴传至动力传输齿轮箱，齿轮箱两端输出轴与短舱旋翼轴航电设备 3.45 相连，从而传递动力。齿轮箱中动力传输轴与斜齿圆锥小齿轮油箱+汽油 5.00 相连，斜齿圆锥小齿轮与两个斜齿圆锥大齿轮配合工作，斜齿 总重 28.61 圆锥大齿轮对称分布于齿轮箱内部两侧，传动比接近3.4:1。 使用斜齿圆锥齿轮不仅可改变动力 传递方向，相比于直齿圆锥齿轮，还 可增加传动效率。斜齿圆锥大齿轮与 齿轮箱输出轴相连，齿轮箱输出轴通 过联轴器与短舱动力输入轴相连，联 轴器可解决两轴同轴度问题，保证传 递效率，避免传递轴不同轴引起断 裂。 短舱齿轮箱将动力传输齿轮箱 传输的动力传递至旋翼。短舱齿轮箱 装有20齿直齿圆锥齿轮，且两齿轮 比为1:1，利用圆锥齿轮特性将发动 机动力传递至旋翼。为保持两短舱旋图2 倾转旋翼机各组件结构示意图 翼转动反向，两短舱内安装于短舱动力输入轴之上的直齿圆锥齿轮安装位置不同。 倾转连接组件将两侧短舱倾转机构相连接，使其统一运转。由于本文使用单发动机结构，动力传输齿轮箱必须位于飞行器中部安装，因此倾转连接组件安装于动力传输齿轮箱外侧且对称分布。两倾转轴套与蜗轮相连并以动力传输齿轮箱为支点，内部通过滑动轴承套作为润滑，倾转轴套通过倾转连接杆与短舱相连，控制其倾转运动。 倾转驱动组件相对简单。倾转驱动外壳内部装有一蜗杆，两端通过滚动轴承实现定位与润滑。 374 蜗杆底部连接有步进电机，步进电机固定于倾转驱动外壳之上，可用于控制倾转角度。倾转驱动机构安装于倾转连接机构之前，蜗轮与蜗杆配合运动，实现飞行器倾转操纵。步进电机具有机械误差小，误差不累积等优点，故可实现开环控制。蜗轮蜗杆机构具有较强自锁功能，因此整套机构运行稳定。 3 飞行器动力性能校验 3.1 特征参数 本文所述飞行器使用DLE-111双缸两冲程汽油发动机，此发动机具有较高性价比，功率为:11.2HP/7500rpm，排量:111.2cc，重量:2.87kg。本飞行器个部件重量分布情况如表1所示。 3.2需用功率校核 倾转旋翼机需用功率校核计算包括两个状态:直升机模式的悬停状态和固定翼飞机模式的飞行状态。 悬停模式下，需用功率可依照文献[7]所示进行校核: TG, (1) 0,ANN,()(2) Mxusj 1GG,表示旋翼拉力，由于两旋翼分别计算，因此总重力也需分开表示，。设定本倾此处T02 N0MA,转旋翼机起飞重量40kg，。是动力传输效率;()N是海平面需用功率;Gkg,40,N，xusj0M0 NM 是实际需用功率。 已知: 1,22pCR,,()(3) T16,0 C1T,,,qA75 (4) ,mRk ,此处是单位桨盘载荷;是单位马力载荷;是拉力系数;是相对气压;是旋翼转速;Cpq,T,0 是旋翼半径。 R 将和合并，同时消除，可得: pq,R 3/2G0 (5) N,M,AD33.25,,0,0 ,,0.8此处动力传输效率;高度特征系数;悬停效率约为0.6;旋翼直径A,0.9,Dm,1.4;0,,,，(20)/(20)HH得到。 相对压力系数可通过近似方程,0 则，总需用功率为: 375 3/22G00 (6) ,,,NNHP29.12MM0,33.25AD,,0,0 发动机输出端功率:11.2HP>9.12HP。因此所选发动机符合飞行器直升机模式下悬停所需功率。 在前飞模式尤其是刚由直升机模式转入前飞模式时，需用功率计算可由如下得到: 最小前飞速度设定为:;机翼翼型选择NACA64A215机翼弦长0.45m，Vkmhms,,145/40.28/0 翼展大致为1.9m，初始迎角6?情况下，升力系数。 C,0.5L 升力计算参考文献[8]得到: 122LVSCNkg,,，，，，,,,0.51.20540.280.8550.5293.342.6 (7) wL02 此处是空气密度，是机翼面积。 S,w 相比于升力，飞机阻力可由下式计算得到: 12DVSC,, (8) wDA00,2 此处是整架飞机阻力系数。 CDA0, 整机阻力系数可通过摩擦系数估算得到: (9) CCSS,/DAfwetw0, 2.58C,0.455/(lgRe) (10) f 2610此处，C是整机浸润面积，接近4.202 m;是摩擦系数;雷诺数大约为。因此可估算SRefwet CC大约为0.0045 ，可估算为0.032。 fDA0, 前飞模式下，旋翼垂直向前，与直升机模式下垂直爬升十分相似，因此根据文献[7]得到: ，，TDmvmvVSvVSVV,,,,,,222(),, (11) 211111110 ，此处，是旋翼拉力;是单位时间内流过任意滑流截面的气流量;是与下洗流距离桨盘很mvT2 远处空气诱导速度;是桨盘处诱导速度;是桨盘平面气流速度;是桨盘面积。 vVS111 解此方程可得:。因此: Vms,40.46/1 (12) PTV,1 22TV01,,,,,,NPWHP2/2716.423.64 (13) M1,V0 0,,VV/此处，是旋翼需用功率，是海平面额定功率，,,0.8是动力传输效率，是旋翼NP01M1 效率。 42.640kgkg,发动机输出端功率:11.2HP>>3.64HP，升力:。因此所选发动机符合固定翼模式需用功率要求，特别是刚从直升机模式转换为固定翼模式时同样满足要求。此处可知，前飞模式下最小需用功率相对较小，因此发动机剩余功率可用于提高飞行速度。从上可知，直升机状态下需用功率相对较大，在选取所需发动机时只需考虑直升机模态下需用功率即可。因此，DLE-111完全满足本小型无人倾转旋翼机需用功率设计要求。 376 4 本文提出一种新型无人倾转旋翼机动力输出系统和倾转机构。本飞行器使用单发动机驱动两套 旋翼机构，使用步进电机驱动倾转机构。本文同时给出了本飞行器外型结构，动力传输系统，包括: 动力输出组件、动力传输齿轮箱、短舱齿轮箱、短舱倾转连接和驱动组件。本文最后进行了飞行器 需用功率校核计算，所选发动机以及翼型完全符合设计要求。通过此新型设计，可降低飞行器 重量，提高其工作效率。 参 考 文 献 [1] White. G. V-22 nacelle conversion actuator[J]. Proc. IMechE, Part G: J. Aerospace Engineering, 1993, 207, 61–72 [2] White. G. A tilt-rotor actuator[J]. Proc. IMechE, Part G: J. Aerospace Engineering, 2009, 224, 657-672 [3] Martin D. Maisel, Demo J. Giulianetti, Daniel C. Dugan. The History of the XV-15 Tilt Rotor Research Aircraft: From Concept to Flight[M]. National Aeronautics and Space Administration, Office of Policy and Plans, NASA History Division, Washington, D.C. 2000 [4] Jimmy C, Bedford. Flaperon System for Tilt Rotor Wings[P]. United States Patent, Utility. 5,094,412. Mar, 10, 1992 [5] Norman Weir. Non-Jamming Ball Screw Linear Actuator[P]. United States Patent, Utility. 3,766,790. Oct, 23, 1973 [6] Carlos A. Fenny, David P. Schultz. Design & Development of the BA609 Civil Tiltrotor Hydraulic System Architecture[C]. American Helicopter Society 61st Annual Forum, Grapevine, TX, June 1–3, 2005. [7] 王适存.直升机空气动力学[M].西安:西北工业大学，1964:6~43 [8] 朱宝鎏.无人机空气动力学[M].北京:航空工业出版社，2006:29~69 [9] 杨军.倾转旋翼机飞行控制[M].北京:航空工业出版社，2006:3~20 Design of Power Transmission System and Check of Required Power for a Small Unmanned Tilt-Rotor Aircraft ZHANG Liang, XU Jinfa, XIA Qingyuan, CUI Delong (National Key Laboratory of Rotorcraft Aeromechanics, Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, Nanjing, 210016, China) Abstract: Depending on the feature of the small unmanned tilt-rotor aircraft, a novel power transmission system is described in this paper to reaching the goal of reducing craft’s weight, reducing cost and raising the craft’s working efficiency. A twin cylinders two strokes gasoline engine is used in this power transmission system. This system contain power chain and tilting mechanism. The power chain system includes engine, power output construction, power transmission gearbox and nacelle rotor gearbox. The tilting mechanism includes nacelle tilting connecting and driving mechanism. The required power is checked at end, with the selection of the model of engine. The conclusion of this paper is that the engine meet the required power of design and the power transmission system meet the require of two different flying mode of the small unmanned tilt-rotor aircraft. Keywords: UAV; tilt-rotor; power transmission; tilting mechanism 377