轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计

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中图分类号：V221论文编号：102870118-SZ066学科分类号：082501硕士学位论文轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计研究生姓名徐起专业类别工程硕士专业领域航空工程指导教师朱清华副教授南京航空航天大学研究生院航空宇航学院二О一八年三月 NanjingUniversityofAeronauticsandAstronauticsTheGraduateSchoolCollegeofAerospaceEngineeringDesignoftheDynamicComponentsofLightQTRAircraftAThesisinAeronauticalEngineeringbyXuQiAdvisedbyAssociateProf.ZhuQinghuaSubmittedinPartialFulfillmentoftheRequirementsfortheDegreeofMasterofEngineeringMarch,2018 承诺书本人声明所呈交的博/硕士学位论文是本人在导师指导下进行的研究工作及取得的研究成果。除了文中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含其他人已经发表或撰写过的研究成果，也不包含为获得南京航空航天大学或其他教育机构的学位或证书而使用过的材料。本人授权南京航空航天大学可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存、汇编学位论文。（保密的学位论文在解密后适用本承诺书）作者签名：日期： 南京航空航天大学硕士学位论文摘要本文设计的倾转四旋翼飞行器是一种将直升机和固定翼飞机融为一体的新型高速飞行器，具有直升机垂直起降的特点，同时又能和固定翼飞机一样大速度前飞。本文提出一套60kg级轻小型倾转四旋翼飞行器动部件的设计方案，包括飞行器的旋翼、动力传动机构和倾转机构。论文开展如下研究工作：首先，通过对飞行器技术特征的要求分析出每个动部件的设计要求，根据这些要求再进行详细设计。其次，通过计算和仿真分析得出旋翼拉力、功率与总距的关系，由此得出旋翼和动力传动机构的设计方案，并进行校核；根据短舱的设计方案与倾转机构的设计要求，选出一套合适的倾转机构设计方案，并对其不断迭代改进，得到最优的设计。然后，进行样机的研制，在此过程中考虑各部件加工误差，方便后期装配，组装完成后对各部件进行调试。最后，对样机进行旋翼升力试验和地面联调试验，验证样机的各方面性能，证明本文设计符合设计要求。本文主要针对倾转四旋翼飞行器的动部件设计进行了研究，通过对其进行原理样机的研制及相关试验，验证了方案的合理性及可行性，为后期的研究打下基础。关键词：倾转四旋翼飞行器，部件设计，倾转机构，原理样机，试验研究I 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计ABSTRACTTheQTRaircraftdesignedinthispaperisanewtypeofhighspeedaircraftwhichcombinesthehelicopterwiththefixed-wingaircraft.Ithasthecharacteristicsofverticaltake-offandlandingashelicopterandcanflyasfastasafixed-wingaircraft.Asetofdesignschemeforthedynamiccomponentsofa60kgstagelightQTRaircraftisproposedinthispaper,includingrotor,powertransmissionmechanismandtiltingmechanism.Thefollowingresearchworkiscarriedoutinthispaper.Firstofall,thedesignrequirementsofeachdynamiccomponentareanalyzedaccordingtotherequirementsoftheaircrafttechnicalfeatures,andthenthedetaileddesigniscarriedoutonthebasisoftheserequirements.Secondly,throughthecalculationandsimulationanalysis,therelationshipbetweentherotorpullingforce,therequiredpowerandthecollectivepitch,andthedesignschemeofrotorandpowertransmissionmechanismareobtained.Accordingtotherequirementsanddesignschemeofthenacelle,selectasuitablesetoftiltingmechanismdesignscheme,andimprovecontinuouslytogetthebestdesign.Then,thefifthchaptercarriesouttheresearchanddevelopmentofprototype.Inthisprocess,themachiningerrorsofeachcomponentareconsideredtoprovideconvenienceforlaterassembly.Afterthecompletionofassembly,thecomponentswillbedebugged.Finally,thispapercarriesoutlifttestofrotorsandgroundtestsontheprototype,theperformanceverificationoftheprototypeshowsthatthedesigncanfittherequest.Inthispaper,thedesignofthedynamiccomponentsoftheQTRaircraftismainlystudied,andtheprototypeisdevelopedandtested.Therationalityandfeasibilityoftheschemeareverified,whichwilllayafoundationforthelaterresearch.Keywords:QTRAircraft,ComponentDesign,TiltingMechanism,PrinciplePrototype,ExperimentStudyII 南京航空航天大学硕士学位论文目录第一章绪论..........................................................................................................................................11.1引言..........................................................................................................................................11.2国内外研究现状.......................................................................................................................21.2.1国外研究现状................................................................................................................21.2.2国内研究现状................................................................................................................51.3本文研究工作...........................................................................................................................71.3.1研究内容........................................................................................................................71.3.2章节安排........................................................................................................................7第二章旋翼设计..................................................................................................................................92.1引言..........................................................................................................................................92.2旋翼方案设计...........................................................................................................................92.2.1旋翼参数设计................................................................................................................92.2.2旋翼空气动力学模型..................................................................................................102.2.3旋翼拉力/功率计算.....................................................................................................122.3旋翼结构设计.........................................................................................................................132.3.1桨叶设计......................................................................................................................142.3.2桨毂、桨夹设计..........................................................................................................142.3.3自动倾斜器设计..........................................................................................................162.4基于CFD的气动特性分析..................................................................................................172.4.1飞行器CATIA建模....................................................................................................192.4.2ICEM网格划分...........................................................................................................192.4.3FLUENT计算.............................................................................................................202.4.4计算结果分析..............................................................................................................202.5旋翼强度校核.........................................................................................................................222.6本章小结................................................................................................................................23第三章动力传动机构设计.................................................................................................................243.1引言........................................................................................................................................243.2动力传动机构方案选择.........................................................................................................243.3动力传动机构方案设计.........................................................................................................26III 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计3.3.1电机型号选择..............................................................................................................263.3.2传动机构部件设计......................................................................................................273.3.3传动机构易损部件校核..............................................................................................303.4本章小结................................................................................................................................32第四章倾转机构设计.........................................................................................................................334.1引言........................................................................................................................................334.2倾转机构方案选择.................................................................................................................334.2.1飞行器总体布局对倾转方式的影响..........................................................................334.2.2倾转动力源对倾转方式的影响..................................................................................354.2.3倾转机构方案选定......................................................................................................374.3倾转机构方案设计.................................................................................................................374.3.1倾转机构部件设计......................................................................................................374.3.2倾转机构易损部件校核..............................................................................................414.4本章小结................................................................................................................................44第五章样机研制与试验.....................................................................................................................455.1引言........................................................................................................................................455.2样机研制................................................................................................................................455.2.1旋翼研制......................................................................................................................455.2.2动力传动机构研制......................................................................................................465.2.3倾转机构的研制..........................................................................................................475.2.4样机重量分配..............................................................................................................495.3旋翼升力试验.........................................................................................................................505.3.1试验装置设计..............................................................................................................505.3.2试验仪器与调试..........................................................................................................515.3.3升力试验与结果分析..................................................................................................535.4飞行器地面联调试验.............................................................................................................555.4.1飞行器地面倾转试验..................................................................................................555.4.2飞行器地面系留试验..................................................................................................565.4.3地面联调试验结果分析..............................................................................................575.5本章小结................................................................................................................................57第六章总结与展望............................................................................................................................586.1工作总结................................................................................................................................58IV 南京航空航天大学硕士学位论文6.2不足与展望............................................................................................................................58参考文献..............................................................................................................................................60致谢......................................................................................................................................................63在学期间的研究成果及发表的学术论文...........................................................................................64V 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计图表清单图1.1V-44倾转四旋翼旋翼机概念设计...................................................................................1图1.2德国WeserflugP.1003/1倾转旋翼机.................................................................................2图1.3贝尔公司XV-3倾转旋翼机................................................................................................3图1.4贝尔公司XV-15倾转旋翼机..............................................................................................3图1.5贝尔公司V-22“鱼鹰”倾转旋翼机..................................................................................3图1.6贝尔公司V-280“勇士”倾转旋翼机................................................................................3图1.7阿古斯塔公司AW609倾转旋翼机....................................................................................4图1.8“埃瑞卡”倾转旋翼机.......................................................................................................4图1.9倾转四旋翼飞行器方案.......................................................................................................5图1.10“蓝鲸”倾转四旋翼飞行器.............................................................................................6图2.1叶素OXYZ坐标系...........................................................................................................10图2.2计算结果与试验数据的升力对比.....................................................................................12图2.3计算结果与试验数据的功率对比.....................................................................................12图2.4旋翼功率-转速曲线图.......................................................................................................13图2.5旋翼功率-转速曲线图.......................................................................................................13图2.6旋翼桨叶零件图.................................................................................................................13图2.7桨毂桨夹装配剖面图.........................................................................................................14图2.8桨夹装配图.........................................................................................................................14图2.9自动倾斜器主装配图.........................................................................................................15图2.10CFD仿真流程图...............................................................................................................17图2.11旋翼/机翼模型面网格.......................................................................................................18图2.12旋翼/机翼模型体网格......................................................................................................18图2.13孤立旋翼模型流场分布图...............................................................................................19图2.14旋翼/机翼模型流场分布图..............................................................................................19图2.15机身速度流场图...............................................................................................................21图2.16固定翼模式单侧旋翼流场分布图...................................................................................21图2.17桨毂桨夹装配体网格划分图...........................................................................................22图2.18桨毂桨夹装配体应力云图...............................................................................................23图2.19桨毂桨夹装配体应变云图...............................................................................................23图3.1单台发动机方案图.............................................................................................................24图3.2传动机构机翼部分.............................................................................................................25VI 南京航空航天大学硕士学位论文图3.3两台发动机方案图.............................................................................................................25图3.4天蝎星4530电机参数.......................................................................................................27图3.5Graupner电调..................................................................................................................27图3.6倾转机构装配图.................................................................................................................28图3.7单向离合器装配示意图.....................................................................................................28图3.8电机固定板.........................................................................................................................29图3.9主轴上、下端板.................................................................................................................29图3.10斜齿轮齿面受力图...........................................................................................................31图3.11斜齿轮受力云图...............................................................................................................31图3.12旋翼主轴受力云图...........................................................................................................32图3.13旋翼主轴形变云图...........................................................................................................32图4.1短舱连接方式1..................................................................................................................34图4.2短舱连接方式2..................................................................................................................34图4.3拉杆传动（左）与蜗轮蜗杆传动（右）.........................................................................35图4.4倾转机构示意图1..............................................................................................................36图4.5倾转机构示意图2..............................................................................................................36图4.6倾转机构蜗轮蜗杆部件.....................................................................................................37图4.7倾转轴................................................................................................................................37图4.8倾转机构机身内部结构示意图.........................................................................................39图4.9倾转机构机翼末端部分.....................................................................................................40图4.10机翼内部结构...................................................................................................................40图4.11前后机身侧板...................................................................................................................41图4.12倾转机构强度校核CATIA模型.....................................................................................42图4.13倾转轴中部形变云图.......................................................................................................42图4.14倾转机构优化后模型.......................................................................................................43图4.15倾转机构强度校核CATIA优化模型.............................................................................43图4.16倾转机构应力云图...........................................................................................................43图4.17倾转机构应变云图...........................................................................................................44图5.1旋翼桨叶典型“C”型梁剖面示意图..............................................................................45图5.2旋翼桨叶实物.....................................................................................................................46图5.3飞行器短舱实物.................................................................................................................46图5.4倾转机构机身内部图.........................................................................................................47VII 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计图5.5倾转四旋翼飞行器电子样机.............................................................................................48图5.6倾转四旋翼飞行器原理验证机.........................................................................................49图5.7升力试验装置设计图.........................................................................................................50图5.8升力试验装置.....................................................................................................................51图5.9电源箱................................................................................................................................51图5.10激光测速仪.......................................................................................................................51图5.11桨叶量角器.......................................................................................................................52图5.12遥控器..............................................................................................................................52图5.13数据采集器.......................................................................................................................52图5.14地面站..............................................................................................................................52图5.15旋翼升力-转速曲线图.....................................................................................................53图5.16旋翼转速-需用功率曲线图.............................................................................................55图5.17地面倾转试验...................................................................................................................56图5.18地面系留试验...................................................................................................................57表2.1算例旋翼参数.....................................................................................................................12表2.2飞行器桨叶型号参数.........................................................................................................14表2.3桨夹桨毂零部件清单..........................................................................................................16表2.4自动倾斜器零部件清单......................................................................................................17表3.1动力传动机构方案对比.....................................................................................................26表3.2电机参数............................................................................................................................27表3.3传动机构零部件清单.........................................................................................................30表4.1步进电机参数.....................................................................................................................37表4.2倾转机构零部件清单.........................................................................................................39表5.1倾转四旋翼飞行器主要系统部件重量表.........................................................................49表5.2旋翼升力试验台零部件清单.............................................................................................51表5.3旋翼升力试验数据.............................................................................................................53VIII 南京航空航天大学硕士学位论文注释表b旋翼弦长r叶素距原点距离C桨叶阻力系数r旋翼无效部分半径D1C桨叶拉力系数R旋翼半径Ld分度圆直径T输入转矩F齿轮轴向力v相对诱导速度值a0F齿面法向力V垂直爬升率n0F齿轮径向力W叶素来流相对速度r齿轮圆周力F叶素迎角tg重力加速度齿轮法面压力角nG飞行器起飞重量来流角I转动惯量齿轮螺旋角z0k桨叶片数叶素安装角M倾转扭矩空气密度m桨叶单位长度质量r齿轮转速p桨盘载荷倾转角速度P输入功率旋翼转速IX 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计缩略词缩略词英文全称CATIAComputerAidedTri-DimensionalInterfaceApplicationCFDComputationalFluidDynamicsICEMTheIntegratedComputerEngineeringandManufacturingcodeQTRQTRX 南京航空航天大学硕士学位论文第一章绪论1.1引言倾转旋翼飞行器是一种将直升机技术与固定翼飞机技术融为一体的新型高速飞行器，具有直升机垂直起降的特点[1,2]，同时又有固定翼飞机飞行速度快的特点，使它可以在复杂的环境下能够较好的完成飞行任务。飞行器旋翼安装在翼尖处，方向可调，桨盘平面水平时飞机垂直起飞和着陆[3]；桨盘平面垂直时，飞行器就可以像固定翼飞机那样大速度巡航飞行[4]。传统的固定翼飞机需要机场和跑道，只能将作战部队和物资运到机场，然后使用相对较慢的直升机或者地面车辆再将其运送到战场；常规直升机由于速度和有效荷载不足，作战部队和物资的快速投放效率不高。倾转旋翼飞行器兼具固定翼和旋转翼两种飞机优点，具有巨大潜力和商业价值[5,6],许多国家和科研机构都积极参加了倾转旋翼飞行器的研制，目前已经投入生产使用[7]，人们将目光投向了具有更大优势的倾转四旋翼飞行器。倾转四旋翼飞行器核心技术是倾转旋翼技术，其中V-22“鱼鹰”是倾转旋翼飞行器的典型代表[7]，但V-22的有效载荷与大型固定翼运输机的运输能力相比有很大差距。倾转四旋翼飞行器除了具有V-22的高速巡航和野外起降能力外，由于增加了一对旋翼和一对机翼，推力增大，飞行速度更快，同样的重量下每副旋翼所需承担的力相应减小，所以可以减小旋翼直径，倾转水平飞行时阻力小了许多，并且增加了两个有效操纵面，能减小纵横向操纵，所以飞行操纵更易实现[9]。这种构型的飞行器延续双旋翼倾转旋翼飞行器速度快、航程远的优势，并且在空重比和横向稳定性等方面取得明显的改善，受到各国航空界的普遍重视。图1.1V-44倾转四旋翼旋翼机概念设计由于倾转四旋翼飞行器是一个相对较新的概念，所以很少有相关公开的文献出版物，还没有倾转四旋翼飞行器全尺寸的性能试验研究。本文将设计一套60kg级倾转四旋翼飞行器的旋翼、动力传动机构和倾转机构，使设计的飞行器满足可以实现垂直起降、空中悬停、过渡飞行、1 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计机动飞行等任务，并且制作出倾转四旋翼飞行器样机进行试验验证，为将来大型载人倾转四旋翼飞行器研究奠定理论基础及提供技术支持。1.2国内外研究现状1.2.1国外研究现状倾转旋翼飞行器的发展是一个漫长的过程，早在第二次世界大战时，德国就开始研发新型的能够具有垂直起降同时兼具固定翼高速性能的飞机，并设计出WeserflugP.1003/1倾转旋翼机，它的研究开发的艰巨程度要远远大于研究普通直升机和固定翼飞机的难度，这在当时已经超出了人们的认知水平与科技技术水平[10]。图1.2德国WeserflugP.1003/1倾转旋翼机在德国战败后，这种倾转旋翼机技术才被带到了美国，并在美国经历了漫长曲折的发展过程，期间总共开发研究过几十种不同的型号，但多数以失败而告终，只有美国贝尔直升机公司成功地研制出了XV-3与XV-15倾转旋翼机[11]。从1955年首飞到1965年，XV-3倾转旋翼机总共进行了200多次飞行试验，实现了在飞行过程中直升机模式和固定翼飞机模式的转变，证明了直升机模式和固定翼飞机模式这两种飞行模式结合的可行性，但还有一系列未解决问题[12]。后来贝尔公司对XV-3的缺陷进行经验总结，以XV-3为基础，与美国军方合作开发出了新一代XV-15倾转旋翼机，这次该机解决了XV-3倾转旋翼机存在的问题，能够很好的完成垂直起降、空中悬停和直升机模式到固定翼飞机模式的过渡飞行，为接下来联合研制V-22“鱼鹰”倾转旋翼机奠定了基础[13]。1989年3月19日V-22“鱼鹰”倾转旋翼飞行器完成首次试飞；同年9月14日完成首次由直升机模式向固定翼飞机模式过渡的飞行转换，最大速度可达635km/h，巡航速度560km/h[14]；1990年底在航空母舰上进行了海上试飞；到了2000年，V-22已经发展的很成熟，最终得到了国防部的认可，进行大批量生产[15]；在2007年的时候结束了马拉松一样的长期实验，初步具有战斗能力，并服役于海军陆战队，V-22成为了唯一一种能够批量生产并大规模使用的倾转旋2 南京航空航天大学硕士学位论文翼机。经过漫长的探索研究之后，倾转旋翼机终于真正地投入了实际应用，V-22“鱼鹰”也成为倾转旋翼飞行器的典型代表[16-18]。贝尔公司在成功研制出V-22“鱼鹰”后，将这种技术应用到了无人机上，利用其垂直起降和航程远的天然优势，推出了倾转旋翼的“鹰眼”无人机。图1.3贝尔公司XV-3倾转旋翼机图1.4贝尔公司XV-15倾转旋翼机2013年贝尔直升机公司宣布其所研制的第三代倾转旋翼机V-280“勇士”被美国陆军多功能拘束项目看中，并将成为“鱼鹰”的接班人。V-280“勇士”与V-22“鱼鹰”相比变化并不大，在V-22的基础上进行了优化改良，继承了其高速性能，最高时速可达到519km/h，产生的噪声远比直升机要小得多，航程可达到3882.2km，作战半径为926km到1481.6km，在海面悬停高度达1830m。在低速的灵活性和超载下的机动能力都表现优异[10]。与V-22不同的是，在倾转时发动机不再转动，只有桨叶进行倾转，并且GE公司将为V-280倾转旋翼机提供发动机。图1.5贝尔公司V-22“鱼鹰”倾转旋翼机图1.6贝尔公司V-280“勇士”倾转旋翼机贝尔公司与阿古斯塔公司合作，联合研制了一种民用倾转飞行器BA609（后改为AW609）在2003年完成了首次试飞，这款飞行器是在XV-15的基础下研发的，但是采用了不同于V-22的T型尾部，以牺牲垂直起飞的性能来得到更大的载荷的增重型倾转旋翼机，起飞重量达到7.6吨，巡航速度低于V-22，达到480km/h，最大前飞速度为509km/h，实用升限7620米，航程1400km，座舱内可载9人。2015年在美国加利福尼亚阿纳海姆举行的全球最大的国际直升机博览会中，阿古斯塔维斯特兰公式首次展出了这种AW609倾转旋翼机，引起了世界的关注。3 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计图1.7阿古斯塔公司AW609倾转旋翼机欧洲一些直升机公司从上世纪90年代起开始研究倾转旋翼机[19]。以法国和德国为主的欧洲直升机公司最初提出了“尤洛法”（Eurofar）倾转旋翼机计划，后又提出十吨级“欧洲倾转旋翼机”（Eurotilt）计划[20]。这两个倾转旋翼机计划提出的设计方案与美国的V-22略有区别，它们在倾转过渡飞行时只转动旋翼部分，发动机保持不动,大大减小了发动机设计的难度[21]。一个以意大利阿古斯塔公司为主的欧洲联合研究小组也提出了一种总重量10吨、20座的“埃瑞卡”（Erica）的倾转旋翼机方案，其特点是机翼外段随发动机短舱与旋翼一起倾转，悬停和垂直飞行时，旋翼下洗气流打在机翼翼面上产生的向下载荷较小，不会产生“喷泉效应”，旋翼的升力效率可提高12%左右，但前飞阻力会有所增大。图1.8“埃瑞卡”倾转旋翼机倾转四旋翼飞行器是倾转飞行器的研究方向，除了延续了之前双旋翼倾转旋翼机能垂直起降、速度快、航程远的优势外，又能在其明显的劣势如空重比大和横向稳定性差等方面取得明4 南京航空航天大学硕士学位论文显的改善。美国军方在2005年提出了“联合重型运输机计划”，旨在开发出载重在20吨且可以垂直起降的重型运输机，向西科斯基、波音和贝尔飞机公司提出了一项名为倾转四旋翼飞行器方案计划[22]。图1.9倾转四旋翼飞行器方案贝尔公司提出的V-44方案就是倾转四旋翼飞行器布局，该机机身与洛克希德C-130“大力神”相似，装有两套V-22“鱼鹰”倾转旋翼机上的机翼与旋翼，增大拉力的同时可以装载更多重量，飞行距离更远，稳定系数更高，后机翼略高于且长于前机翼以增加气动效率，最大起飞重量6.35吨，最大载重1.81吨[23]，目前还处于研制的初期阶段，预计每架价格比V-22高出70%，生产一架满足所有要求的飞机所需的技术面临着很大的开发风险。虽然倾转四旋翼飞行器设计难度和成本很高，但其优异的性能和广阔的市场前景值得人们继续对它的研究，是倾转旋翼飞行器领域的一个重要研究方向。如果倾转四旋翼飞行器研发成功，这可能意味着未来军用和民用运输的急剧变革，作战部队和物资快速投放效率将明显提高，现有的机场辐射能力将会在不需要额外跑道的条件下扩大，更小的以及更多的偏远地区将会更容易与机场联系在一起。除了这些直升机公司外，国外一些大学也在积极进行倾转四旋翼飞行器的研究[24]。美国马里兰大学航空工程系制作了倾转四旋翼无人机QTW-QTR，为实际飞行器的0.03倍模型，旋翼采用固定总距的螺旋桨。实验研究了有地效和无地效下倾转四旋翼飞行器在直升机模式下的性能[25]，通过改变飞行器的离地高度测试了地效对旋翼载荷、拉力、扭矩的影响。1.2.2国内研究现状相比国外的倾转旋翼机的蓬勃发展，我国倾转旋翼机的研制才刚刚起步，基本上还停留在理论研究阶段上，没有研发出自己的验证机，但已将倾转旋翼机关键技术研究列入了国家高技术研究发展计划（863计划）中，在国家项目的支持下，中航工业直升机研究所（602所）、南5 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计京航空航天大学等科研单位对倾转旋翼机的关键技术进行了一些深入研究，开发了用于倾转过程旋翼流场、旋翼/机翼/短舱稳定性的计算软件，建立了倾转旋翼气动/动力学多学科优化模型，设计并制造了大扭度、变弦长的复合材料桨叶，为进一步开展倾转旋翼机关键技术研究和倾转旋翼机型号研制奠定坚实的基础[26]。在2013年9月第二届天津直升机博览会上，中航工业直升机研究所（602所）展出了一款名为“蓝鲸”的倾转四旋翼飞行器模型[27]，如下图所示，与美国的V-44相似，被称为中国的“鱼鹰”。“蓝鲸”旋翼机采用了倾转四旋翼技术，起飞重量定位在60吨，载重量达到20吨，巡航速度可达到538km/h，作战半径达到815km，共配有四台发动机，在某台发动机失效的情况下依然能够安全飞行，增加了飞行器的可靠性，还兼具振动小、噪声小、耗油率低、运输成本低等特点。图1.10“蓝鲸”倾转四旋翼飞行器除了中航工业直升机研究所（602所）外，南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家重点实验室对倾转旋翼飞行器进行了大量的理论研究和试验验证，取得了大量的研究成果，主要包括：倾转旋翼机气动分析；倾转旋翼气弹动力学稳定性和响应研究；倾转旋翼机飞行动力学与控制方面的研究；倾转旋翼机旋翼/机翼/机身的气动干扰研究[28]；倾转旋翼飞行器的飞行动力学数学模型研究以及倾转旋翼模型初步风洞试验等。其中，李春华,徐国华等人通过对倾转旋翼飞行器飞行动力学的分析，建立了倾转旋翼飞行器的全量运动方程，构建了飞行力学数学模型，并计算了旋翼对机翼的气动干扰[29]；曹芸芸以建立倾转飞行器动力学模型为目标，对倾转过渡飞行模式下倾转走廊的确定以及动态倾转过程的实现进行研究[30]；薛立鹏采用多学科设计优化方法，建立倾转旋翼气动/动力学多学科优化模型，使倾转旋翼飞行器既具有更高的气动效率又有良好的动力学特性[31]。除了南京航空航天大学外，西北工业大学等高校也对倾转旋翼飞行器的研究有所涉及，开展了广泛的研究。6 南京航空航天大学硕士学位论文1.3本文研究工作1.3.1研究内容由于倾转四旋翼旋翼机非常复杂，关键技术多，而我国对倾转旋翼机的前期研究和技术储备相对有限，本文从设计角度出发，通过学习不同结构类型的飞行器，借鉴国内外倾转旋翼飞行器的设计研究成果，为了降低研制风险、缩短研制周期、节约研制费用，选择无人轻小型倾转四旋翼旋翼机为研制对象，充分发挥南京航空航天大学飞行器设计重点学科的技术优势，借鉴我校研制无人直升机和无人飞机的成功经验，提出一套60kg级轻小型倾转四旋翼飞行器动部件的设计方案，包括飞行器的旋翼、动力传动机构和倾转机构。该款倾转四旋翼飞行器采用电机驱动，通过气动特性分析与受力计算分析、三维建模、模拟装配，最终完成飞行器的总体设计，并制作出试验机进行了相关试验研究。本文设计的倾转四旋翼飞行器起飞重量为60kg，技术特征要求如下：1）共有四副旋翼与两副机翼；2）短舱可在水平与垂直位置之间进行95°范围内倾转；3）可以在直升机模式下垂直起降、悬停，在固定翼模式下以30m/s的速度巡航飞行。目前优先解决倾转四旋翼飞行器功能实现问题，使其具备市场推广能力。1.3.2章节安排第一章为绪论，阐述了本文的研究背景、目的及意义，同时简单介绍了倾转旋翼飞行器发展的历程和一些机型，简述了国内外在该领域的研究和现状，最后给出本文的研究内容和章节安排。第二章为旋翼设计，旋翼作为倾转四旋翼飞行器升力和拉力的主要来源，总共四副相同的旋翼需要提供足够的拉力，通过数学模型计算以及CFD仿真得出了旋翼拉力与桨叶总距的变化范围，根据这个范围进行了桨叶、桨夹、桨毂和自动倾斜器的设计，并对其中易受损部件进行了校核，保证其可靠性。第三章为动力传动机构设计，需要一套动力传动机构将电机或者发动机上的功率传到短舱的旋翼上，旨在设计一套传动效率高、结构简单并且可靠性好的传动机构，主要涉及到电机型号选择、减速器结构设计和结构强度校核等方面。第四章为倾转机构设计，是倾转四旋翼飞行器最独特的部分，用于实现直升机飞行模式与固定翼飞机飞行模式的变换过程。主要包括倾转方案的选择、倾转机构结构设计和倾转轴强度分析。第五章为样机研制与试验，在完成倾转四旋翼飞行器设计后，对飞行器进行试验评估和验证，将设计的电子样机制作并组装出来，并进行重量核算、旋翼升力试验、地面系留试验与地7 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计面倾转试验，用于验证飞行器旋翼升力大小、电机稳定工作状况、传动机构稳定性以及倾转机构工作状态。第六章为总结与展望，总结了本文所做的工作，指出了其中的不足，对以后将进行的工作进行展望。8 南京航空航天大学硕士学位论文第二章旋翼设计2.1引言直升机区别于固定翼飞机的显著特点是其具有旋翼系统，而集合了直升机与固定翼飞机优势的倾转四旋翼飞行器具有与直升机类似的旋翼系统。倾转四旋翼飞行器在直升机模式时，升力由四副相同旋翼产生，前后旋翼通过高低布置及后旋翼外伸的方式错开尾流，减小气动干扰,为了平衡旋翼产生的反扭矩，同一对机翼上的旋翼转向相反，转速相同。本文所设计的飞行器为60kg级，为将来设计更大重量级的倾转四旋翼飞行器提供理论基础，采取的操纵方案与一般大型直升机相同，旋翼转速不变，通过改变桨叶总距来改变拉力。本文设计的倾转四旋翼飞行器，属于轻小型无人飞行器，航程与航时要求不高，旋翼设计要求如下：1）飞行器每副旋翼至少能提供20kg的拉力；2）飞行器旋翼桨盘载荷在15kg/m2至25kg/m2之间；3）飞行器旋翼的功率载荷大于4kg/kW；4）飞行器旋翼桨盘直径小于1.3m；5）飞行器旋翼桨尖速度小于180m/s；6）飞行器旋翼能在固定翼模式下提供足够推力。2.2旋翼方案设计2.2.1旋翼参数设计旋翼是无人倾转旋翼机的关键部件，在直升机模式旋翼是主要的升力部件，而在固定翼飞机模式，旋翼为倾转旋翼机高速前飞时提供推进力，科学合理的旋翼是飞行器设计成功的关键。为了避免旋翼桨叶由于桨尖速度过大而产生激波阻力，旋翼转速不能过高；在前飞时，过低的旋翼转速会在桨盘平面产生较大的反流区，使后行桨叶失速。在桨叶已经确定的情况下，需根据实际需求确定旋翼转速，并根据转速与需要的拉力来确定桨叶总距的变距区间。桨盘载荷定义为旋翼的拉力（定常飞行时旋翼的拉力近似等于直升机总重，四副旋翼为四分之一，保留一定裕度取20kg）与旋翼桨盘面积之比，即旋翼单位桨盘面积所需承受的直升机[32]p重量，常以表示：Gp2R（2.1）9 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计对于常规直升机来说，旋翼桨盘载荷一般在10～60kg/m2之间，轻小型直升机及无人直升机的桨盘载荷会偏小些，一般小于35kg/m2，本文设计的倾转四旋翼飞行器桨盘载荷近似取19kg/m2，通过上面的公式计算得到，旋翼半径为0.58m。在选定的旋翼半径的基础上进一步确定旋翼转速，小型旋翼机翼尖速度一般小于180m/s，初步确定飞行器翼尖速度为150m/s，计算得到旋翼转速为2400rpm。倾转四旋翼飞行器的单副旋翼桨叶片数一般都是3片，旋翼单片桨叶采取的展弦比大于固定翼飞机，本文展弦比取11，则旋翼桨叶弦长为52.7mm。2.2.2旋翼空气动力学模型本文分别通过滑流理论和叶素理论计算出各个桨叶微段上气动力、力矩以及功率，并找出叶素的几何特性、运动特性和空气动力特性之间的关系，然后对整个桨叶沿展向进行积分，得到旋翼整体的拉力和功率，同时利用滑流理论与叶素理论计算出升力相等的原理推导出各个叶素的诱导速度，因此桨盘上的诱导速度沿桨叶展向是变化的，因此诱导速度在桨盘上的分布更接近实际情况，气动参数的计算也更加准确。进行以下假设：1）桨叶是刚性桨叶；2）忽略地面效应；3）重力加速度恒定，不随高度变化；4）诱导速度在整个桨盘上是均匀的；5）桨叶模型的升力系数与阻力系数只随迎角变化而变化。在计算旋翼升力时，为了方便计算，建立叶素OXYZ坐标系如下图所示，其中原点O为桨叶叶素平面与桨叶变距轴线的交点，Z轴为桨叶变距轴线，指向翼尖处，X轴为桨叶旋转前进方向，Y轴在叶素平面内，垂直于XOZ平面方向按右手法则确定。图2.1叶素OXYZ坐标系则，叶素的来流相对速度W为：22W(r)(Vv)01（2.2）叶素的迎角可以表示为：10 南京航空航天大学硕士学位论文Vv01arctan()r（2.3）叶素在X和Y方向上的气动力可以表示为：b2dYCWdrL2（2.4）b2dXCWdrD2（2.5）叶素的升力、和功率阻力可以表示为：dTdYcosdXsin（2.6）dQdXcosdYsin（2.7）dPdQ*r(dXcosdYsin)r（2.8）通过动量理论计算得到叶素升力为：dT2dmv2(2rdrV)(vv)1011（2.9）通过滑流理论和叶素理论计算得到的微段拉力相等，可以得到诱导速度表达式为：122V0v0V0v0vb(r)(Vv)*dr*k*Ccos(arctan())Csin(arctan())101LD2rr（2.10）由于桨根处对桨叶升力产生消极影响，假设在0到r1处桨叶不产生升力，则最终整个旋翼的拉力与需用功率可以表示为：RRTk(dYcosdXsin)r10（2.11）RRPk(dXcosdYsin)r0r0（2.12）反复迭代计算诱导速度，当前后两次计算值趋于相等时，可以得到最终旋翼的稳定状态，得出旋翼拉力、功率与转速间的关系。可以通过建立的模型编写MATLAB程序计算设计旋翼升力和功率。11 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计2.2.3旋翼拉力/功率计算为了验证建立的旋翼空气动力学模型的合理性，选取算例进行计算并与试验得到的结果进行对比，算例旋翼参数如下表所示：表2.1算例旋翼参数旋翼半径桨叶弦长桨叶片数桨叶负扭转桨叶翼型（m）（m）（片）（°）OA2120.650.053-10下图为总距为14°时模型计算结果与试验结果的对比图：图2.2计算结果与试验数据的升力对比图2.3计算结果与试验数据的功率对比从上述两图中的结果对比可以看出，随着旋翼转速的增加，计算值与试验值的旋翼升力和需用功率均增大，并且误差在10%以内，证明了旋翼空气动力学模型的合理性。12 南京航空航天大学硕士学位论文按照已有的桨叶参数，使用旋翼空气动力学模型进行升力和功率计算，得到数据整理为旋翼升力-转速曲线图和旋翼功率-转速曲线图如下，从中可以看出随着旋翼转速与总距的提高，旋翼拉力和功率也不断增大。图2.4旋翼升力-转速曲线图图2.5旋翼功率-转速曲线图最终可以得到当旋翼在转速为2400rpm时，总距变化区间取6°到14°之间，单副旋翼的升力在9.4kg至24.4kg之间，消耗功率在1.21kW至3.42kW之间，功率载荷达到7kg/kW以上，满足倾转四旋翼飞行器的设计要求并留有足够余量。2.3旋翼结构设计13 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计本文设计的旋翼由桨叶、桨夹、桨毂、旋翼轴和自动倾斜器构成，本节将介绍其设计过程并使用CATIA软件绘制各部件的零件图和装配图。2.3.1桨叶设计旋翼桨叶对无人倾转旋翼飞行器的性能、操纵稳定性及桨叶的飞行安全都有着重要影响，所以旋翼桨叶的设计，一方面要保证桨叶具有良好的气动外形，使旋翼具有良好的气动效率，另一方面还需保证桨叶在工作的过程中安全可靠。由于常用旋翼桨叶的剖面安装角多成线性变化，当同一来流时，桨叶剖面的迎角也就各不相同，有的剖面能够提供较大升力，而有的剖面已经进入失速，造成功率损失。所以为了提高旋翼整体产生的升力，需要对桨叶进行气动优化，可以通过不同程度的改变桨叶剖面安装角，使相同来流时各个桨叶剖面的迎角都在最优迎角附近，从而提高整个桨叶的升力，提高旋翼的气动效率。飞行器桨叶翼型的选择采用NACA64系列翼型，该翼型也在XV-15倾转旋翼机上使用，气动性能和V-22倾转旋翼机的桨叶XN系列翼型相类似，桨叶具有较大的负扭转，保证翼尖速度小于180m/s，确定旋翼参数如下：表2.12飞行器桨叶型号参数桨叶参数数值（型号）翼型NACA64负扭转（°）29.5特征弦长（mm）52.7旋翼半径（m）0.58桨叶重量（g）120桨叶片数3图2.6桨叶零件图2.3.2桨毂、桨夹设计桨毂与桨夹作为旋翼的主要承力部件，连接了桨叶与旋翼主轴，使旋翼轴带动桨叶旋转，并且将升力由桨叶传递到旋翼轴上。在旋翼旋转时，桨叶除了绕旋翼轴做旋转运动外，还有变14 南京航空航天大学硕士学位论文距运动、挥舞运动和摆振运动，所以常规全铰接式桨毂包含变距铰、挥舞铰和摆振铰[33]。桨叶变距运动可以调节桨叶迎角，改变旋翼升力大小；桨叶挥舞运动可以补偿桨盘前行桨叶和后行桨叶升力不均匀和减少桨叶的疲劳；桨叶摆振运动可以减小由于桨叶挥舞产生的交变力和交变力矩，减小桨叶的疲劳受损。由于全铰接式桨毂有构造复杂、维护检修的工作量大、疲劳寿命低等缺点，本文将采用无铰式旋翼，只保留变距铰，取消了挥舞铰与摆振铰，使得结构更加紧凑、刚度更大，并且减轻了重量，降低了操纵难度。虽然本文设计的无铰式旋翼保留了变距铰，但桨叶并不是完全没有挥舞运动和摆振运动，在桨叶与桨夹之间有两片1mm垫片，并且选取的桨叶属于柔性桨叶，在旋转的过程中可以发生一定的弹性挥舞运动；桨夹与桨叶用单个螺栓连接，并且桨夹尺寸略大于桨叶根部厚度，连接时保留一定间隙，使得桨叶绕螺栓有一个旋转的自由度，相当于一个简单的摆振铰，让桨叶可以进行摆振运动，减轻桨叶的疲劳，从而提高使用寿命。图2.7桨毂桨夹装配剖面图图2.8桨夹装配图飞行器桨毂桨夹部分如图2.5和图2.6所示，每个桨夹内部有三个轴承，分别为两个深沟球15 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计轴承和一个推力轴承，由于深沟球轴承内外壁间不能承受过大的轴向力，而桨叶旋转会产生很大的离心力，所以需要一个推力轴承来传递桨夹与旋翼变距轴的轴向力，深沟球轴承只有外壁承受轴向力，内外壁间不受轴向力。桨夹与桨毂间加垫了橡胶圈，不仅起到封闭作用，还能减小振动保护铝制零件。桨毂为中空结构，保证强度足够的条件下减轻重量。表2.3桨夹桨毂零部件清单零件编号零件名称零件材料1桨毂7075铝合金2M5×20螺栓SCM435合金钢3M4×24螺栓SCM435合金钢4旋翼主轴35SiMn合金钢5旋翼变距轴45钢6橡胶垫圈橡胶710×17×7深沟球轴承——810×18×5.5推力轴承——9M4×12螺栓——10M4×31螺栓——11旋翼桨叶复合材料1210×14×1垫片镀锌垫片134×15×1垫片镀锌垫片14桨夹7075铝合金155×13×0.8垫片镀锌垫片16变距摇臂7075铝合金2.3.3自动倾斜器设计自动倾斜器是旋翼操纵的重要组成部分，主要由动环、不动环、轴承和球铰组成。如图2.7所示，球铰位于动环内部，可以沿着旋翼主轴滑动；动环通过拉杆与桨夹上的变距摇臂相连，并且随着旋翼旋转；动环与不动环之间通过轴承连接；动环圆周上120°均布的三根拉杆与三台舵机相连。由于只需要做总距变换，所以三台舵机完全相同并且以旋翼轴为对称轴对称，接受同一信号让三根拉杆做同样的运动保证动环只有轴向运动，从而使桨叶总距同步增减，进行总距变化。16 南京航空航天大学硕士学位论文图2.9自动倾斜器主装配图由于动环仅通过拉杆连接桨夹，旋翼旋转时拉杆上的球头扣不能提供足够的力保证动环与桨夹的角度不变，使得动环与桨夹之间有一定的旋转自由度，需要增加扭力臂连接动环与桨毂，确保动环与旋翼同步旋转；同理不动环与旋翼轴间也存在旋转自由度，使得总距控制产生误差，为了限制这个自由度，在短舱与倾斜器不动环之间设置一滑槽机构使得不动环只能沿滑槽方向上下运动。表2.4自动倾斜器零部件清单零件编号零件名称零件材料1M3×10螺栓——2M5螺栓——3自动倾斜器动环7075铝合金430×42×7深沟球轴承——5球头45钢6桨毂7075铝合金7M4×24螺栓——8扭力臂7075铝合金9自动倾斜器不动环7075铝合金由于固定翼模式下旋翼为飞行器提供推力，在较大轴流状态下与螺旋桨相似，需要很大的总距，初步确定当总距变化范围在8°至21°之间，在第4节进一步分析。2.4基于CFD的气动特性分析17 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计由于上文计算的是孤立旋翼的拉力与功率，实际情况下倾转旋翼机在直升机模式飞行时，旋翼的下洗流打在机翼上并向上卷起，由此产生了“喷泉效应”，使得倾转四旋翼飞行器实际升力偏小，所以本节将使用FLUENT软件对上文设计的旋翼与机翼进行模拟仿真分析，得出结果后进行对比，得出在有机翼干扰的条件下，拉力减小的百分比。由于飞行器是左右对称的，本节将按照流程图取后机翼上的一副旋翼和半边机翼建立模型进行分析并与孤立旋翼模型进行对比。另外，飞行器处于固定翼模式时，升力由机翼产生，旋翼起到螺旋桨的作用，前飞时较大轴流使得推力减小，甚至产生阻力，需增大桨叶总距，进行CFD仿真确定总距的变化范围。图2.10CFD仿真流程图18 南京航空航天大学硕士学位论文2.4.1飞行器CATIA建模由于使用计算CFD倾转四旋翼飞行器整体是一个复杂的过程，将所有零件都进行计算会导致网格数量过大且质量较差，影响计算结果，所以需要对模型进行简化，只计算一副旋翼和与其连接的半边机翼，通过之前的计算，选取旋翼总距为10°建立模型，在保证对气动外形影响不大的条件下，确定旋翼与机翼的相对位置与桨叶安装角后，删除多余部件，只保留旋翼与机翼。2.4.2ICEM网格划分网格划分质量的好坏直接影响数值模拟仿真的准确性，因此好的网格质量对数值模拟计算至关重要。网格划分方法主要分为三种：有限差分方法、有限元法和有限体积法。有限差分法在离散网络中的应用很广泛，但是由于其复杂的边界条件以至于画出的网格质量较低，继而带来的误差较大，直接影响到仿真结果的准确性，因此不适合求解复杂的流动问题；有限元法虽然适用于复杂的边界问题，但其计算量大导致计算速度非常慢，很少使用；有限体积法由于其可以利用非结构网格处理复杂的边界问题，并且求解速度较快，有助于对精确模拟复杂流场，已成为数值模拟计算中最常用的方法，因此本文采用有限体积法划分网格[34]。划分网格的方式一般分为结构网格和非结构网格，简单的说，结构网格只包含四边形或者六面体，非结构网格则是三角形和四面体[35]。结构网格容易实现区域的边界拟合，适用于流体和表面应力集中等方面的计算，最典型的缺点是使用的范围比较窄，尤其随着近几年的计算机和数值方法的快速发展，结构化网格生成技术逐渐无法计算这些复杂模型，本文的流场模拟采用非结构化网格划分方法。图2.11旋翼/机翼模型面网格图2.12旋翼/机翼模型体网格将旋翼/机翼三维模型导入ICEM中，对模型进行细节修改以及桨叶前缘的线条加密，再建立旋翼计算的旋转域和静止域。本文采用圆柱形旋转域，圆柱直径为旋翼直径的1.25倍，高为旋翼直径的0.15倍；静止域采用长方体，其中一个侧面为机翼对称面，其长宽高分别为旋翼直径的8、10和13倍。之后，使用对旋转计算域和固定计算域网格划分，桨叶和机翼采用三角形网格，旋转域和静止域采用四面体网格，网格合成后检测网格的生成质量，生成网格单元数量19 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计为2571210，并保存为msh文件。2.4.3FLUENT计算划分好网格后导入模拟仿真软件FLUENT中，本文采用滑移网格技术，使用两个计算域（一个是包围旋翼的旋转域，另一个则是旋翼模拟空间静止域），每一个计算区域与其相邻的区域存在分界面，相隔计算区域会关于网格分界面运动。滑移网格技术允许相邻网格之间相对滑动或转动，因而交界面网格两侧的网格点可以不是严格的一一对应[36]。本文采用S-A湍流模型，除对称面外所有边界条件设置为压力出口，旋转域转速2400rpm，求解步长0.0001秒，检测参数分别为旋翼拉力系数、旋翼功率和机翼拉力系数，设置完成后开始计算。2.4.4计算结果分析当检测参数呈稳定周期变化时，计算完成，重新建立一个孤立旋翼模型重复上面的步骤进行对比。下图为孤立旋翼模型与旋翼/机翼模型流场分布图的对比，从中可以看出，旋翼/机翼模型在旋翼下方靠近机翼的一侧的尾流打在机翼上并向上卷起，有明显的“喷泉效应”，这使得旋翼升力有一个明显的减小。图2.13孤立旋翼模型流场分布图图2.14旋翼/机翼模型流场分布图20 南京航空航天大学硕士学位论文通过仿真计算得到旋翼转速为2400rpm，总距为10°时，孤立旋翼产生的升力为169.24N，当有机翼对旋翼下洗流产生干扰时，旋翼拉力会有所提升，达到176.89N，会有4.5%的提升，但旋翼会对机翼产生一个向下的25.43N的载荷，最终产生的升力为151.46N，所以机翼对旋翼产生的干扰会使旋翼产生的升力降低10.51%，这与直升机旋翼动力学国防重点实验室进行的悬停时旋翼/机翼气动干扰特性试验结果9.31%非常相似。通过同样的方法得到本文设计的旋翼升力范围在8.41kg至21.8kg之间。采用同样的方法对固定翼模式下飞行器前飞状态进行仿真，确定前飞速度为30m/s，将机身模型导入FLUENT中，设置来流速度为30m/s，计算结束得到机身的升力为65.4kg，阻力30.9N，机翼可以提供足够的升力。计算旋翼推力时，由于飞行器是对称的，为了方便计算仅选择单侧旋翼，设置旋翼总距为21°，来流速度30m/s，计算得到前旋翼产生推力19.3N，后旋翼产生推力17.3N，共计73.2N，大于机身阻力并保留两倍裕度，将其设置为最大总距。故最终确定旋翼总距变化范围选择为8°至21°。图2.15机身速度流场图图2.16固定翼模式单侧旋翼流场分布图21 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计2.5旋翼强度校核为了检验旋翼的可靠性，需要对其易损部件进行静强度校核，主要是桨毂桨夹装配体的校核。在桨夹内部安装有一对深沟球轴承和一个推力轴承，轴承材料可承受的力大于桨夹材料的极限应力，所以将这些部件进行简化成桨夹的一部分，材料相同。在CATIA中将模型保存为stp格式并导入HyperMesh软件中进行网格划分。如下图所示，所有部件均采用四面体网格，桨夹与桨毂采用2mm网格，个数分别为19248和21030；螺栓由于体积较小，采用0.5mm网格，个数分别为19525和32288。图2.17桨毂桨夹装配体网格划分图装配体网格划分好后使用ANSYS软件打开，使用workbench模块对其进行受力分析。在施加外力之前，需要对模型附加材料，其中桨毂桨夹材料为7075铝合金，其杨氏模量为71.7GPa，泊松比为0.33，其余零件材料为45钢，其杨氏模量为210GPa，泊松比为0.3[37]。桨夹主要受三个力：一是旋翼升力对桨夹的拉力，二是旋翼旋转时桨叶产生的离心力，三十旋翼旋转时产生的扭矩，这三个力作用在桨夹上，整个装配体分析时可以看作桨毂固定孔固支。根据上文的计算，孤立旋翼产生的最大升力为24kg，扭矩为13.9N·m，由于旋翼下洗流打在机翼上会使得升力提高，则旋翼的实际升力为25.08kg，则每个桨夹在Z轴方向的力为81.93N，受到的扭矩为4.7N·m。离心力计算公式如下：2Fm**r（2.12）桨叶重心近似取中点，所以r近似取0.3m，所以每个桨夹收到的轴向拉力约为2271.7N。对桨毂进行分析时，还需要加上桨夹旋转时产生的离心力，每个桨夹的离心力大约为403.8N，作用在桨毂的桨夹固定螺栓上。22 南京航空航天大学硕士学位论文图2.18桨毂桨夹装配体应力云图图2.19桨毂桨夹装配体应变云图计算得到装配体的最大应力图和最大变形图如上，7075铝合金材料零件收到的最大应力部位在桨夹上，为27.1MPa，M4×12螺栓上的应力大于桨夹固定螺栓，为23.1MPa，远小于材料的许用应力，静强度满足设计要求，在后续的优化设计中可以适当减轻结构重量。2.6本章小结本章通过建立数学模型计算得出了旋翼拉力、需用功率随总距、转速的变化曲线，根据计算结果完成了桨叶、桨夹、桨毂和自动倾斜器的设计，运用CFD仿真模拟了旋翼/机翼间的气动干扰，固定翼模式时的升力与阻力，得出了孤立旋翼与实际模型升力的比值和旋翼总距变化范围，对旋翼结构中易受损部件进行了校核，保证其可靠性，最终完成了倾转四旋翼飞行器旋翼部分的设计。23 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计第三章动力传动机构设计3.1引言动力传动机构是飞行器最为重要的部件之一，倾转四旋翼飞行器在直升机模式时的升力主要来源于短舱上的旋翼，固定翼模式的升力来源于前后两对机翼，前飞拉力来源于短舱上的旋翼，所以需要一套动力传动机构将电机或者发动机上的功率传到短舱的旋翼上。本章将论述倾转四旋翼飞行器动力传动机构的设计方案以及其结构设计与校核。本文设计的倾转四旋翼飞行器动力传动机构设计要求如下：1）飞行器动力传动机构总重量小于8kg；2）飞行器动力传动机构结构尽量简单，传动部件重量小于动力部件；3）飞行器动力传动机构能稳定运行，振动小；4）飞行器动力装置及其传动机构能提供16kW以上的总功率。3.2动力传动机构方案选择动力传动机构的设计主要取决于动力源的选择与数目，动力源可以选取发动机或电机，在定下需用功率之后，便可以选择满足要求的动力源，由于倾转四旋翼飞行器有四副旋翼，动力源可以选择单台、两台或四台：（1）如果选择单台方案，以发动机为例则需选择较大的发动机，发动机与油箱均布置在机身内部，发动机控制简单、油路轻，并且可以保证四副旋翼转速的同步性，但为了容纳发动机会使得机身横截面增大，其传动机构因前后干涉导致结构复杂，并且由于功率原因传动轴需要较大强度造成重量过重。图3.1单台发动机方案图24 南京航空航天大学硕士学位论文如图3.2所示，单发方案时，动力传动机构分为两个部分，功率先从发动机传递到后机翼，再传到前机翼上，传动轴由于受发动机安装位置的干涉和前后机翼位置具有高度差形成了“斜传”和“绕传”现象，使得传动结构较复杂，总重增加。当功率传到机翼上时，机翼内部会有一根传动轴将功率传递到机翼末端的两副短舱上，在短舱内部设置一伞齿轮组改变转向和并将转速调整为适合旋翼的转速。图3.2传动机构机翼部分（2）如果选择是两台发方案，以发动机为例则同一片机翼上的两副旋翼共用一台发动机，发动机与油箱均布置在机身内，功率直接传递到机翼上后，传动结构与单台方案相同。由于每台发动机比单台大一倍功率的发动机体积及重量都要小，故对机身横截面积要求比使用一台发动机要小。在传动机构传输功率相同情况下，两套小传动机构比一套大传动机构重量少一些，但是两台发动机及其燃油油路等重量要高于一台发动机方案，而且为保证旋翼转速相同发动机控制也稍复杂些。图3.3两台发动机方案图25 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计（3）如果选择是四台方案，则发动机与旋翼安装在一起，放置于机翼翼尖部分，这一方面节省了传动轴长度，减少了部分重量，另一方面又增加了旋翼舱部件数量，而且四台发动机的控制比两台和单台要更复杂。当总功率相同时，四台发动机重量之和也会大于单台和两台，另外发动机油路也会更长，造成的死油和余油也更多，综合以上原因，在使用发动机作为动力源时不选择使用四台方案。但是选用电机作为动力源时，一台与两台方案与发动机相似，但选择四台方案时，因为电机不存在死油和余油的问题，所以也可以选择第三种方案。表3.1动力传动机构方案对比方案对比优点缺点系统总重大、载荷集中；控制简单；单台方案局部体积大；四副旋翼转速同步性好。传动机构复杂。重心易于配置；四副旋翼转速同步性差；双台方案成本价格低；控制复杂；传动机较构轻。总安装结构略重。传动简单；控制复杂；四台方案结构总重低；四副旋翼转速同步性差。成本价格低。综合考虑了上述几种方案的优缺点，由于本文设计的倾转四旋翼飞行器总重53kg，载重7kg，属于轻小型飞行器，可以选择四台电机作为动力源，除了四副旋翼转速同步性差外，没有其他明显缺点，所以本文的动力传动机构选择第三种方案。3.3动力传动机构方案设计设计合理的动力传动机构可以保证动力装置产生的功率成功、高效地传递到旋翼中，这涉及到电机型号选择、减速器结构设计、结构强度等方面，根据上一节，本文选用四台电机作为动力源的方案，每副短舱的动力传动机构结构基本相同，全机共采用四套动力传动机构。3.3.1电机型号选择本文设计的动力传动机构位于短舱内部，通过上文对旋翼动力需求进行了理论计算，可以得到旋翼产生最大升力时，每个短舱的需用功率为3.6kW，所以动力装置的额定功率需要大于3.6kW，通过动力传动机构带动旋翼主轴旋转，为飞行器提供升力。选取天蝎星4530型号电机作为动力装置，并使用Graupner160HVOPTOCOOL版电调控制，电机参数如下：26 南京航空航天大学硕士学位论文表3.2天蝎星4530电机参数电机参数数值额定电压（V）44.4均值电流（A）115持续额定功率（kW）4.8峰值电流（A）250峰值功率（kW）11KV值（KV）500重量（kg）0.89图3.4天蝎星4530电机图3.5Graupner电调3.3.2传动机构部件设计动力传动的方式有很多种，一般有齿轮传动、带传动、蜗轮蜗杆传动等，在短舱中电机与旋翼转速差距较大，传动时需要较大的减速比，并且要求机构简单、重量轻，所以本文选择齿轮传动，齿轮传动的优点有：1）传动时使用的圆周速度和功率范围广；2）传动效率高；3）传动比稳定、可靠性高；4）部件疲劳寿命长；5）可实现平行轴或任意角交错轴之间的传动。减速器的设计首先确定减速比的大小，根再据减速比确定减速齿轮参数，进一步确定其他部件的尺寸。电机额定转速等于额定电压与KV值的乘积，所以电机额定转速为22200rpm，在第二章确定了旋翼悬停时的转速大约为2400rpm，为保持电机稳定工作，电机转速略低于额定转速，初步设计减速比为1:8.5。由于本文设计的传动机构属于高速轻载传动，为了保证齿轮间的啮合，减小齿轮间磨损，大、小齿轮应选用不同材料。采用螺旋角13.5°的斜齿轮组，并且大齿轮采用尼龙材质，小齿轮采用45钢材质，大齿轮选择1模110齿，小齿轮选择1模13齿，由于小批量加工斜齿轮成本较高，将采购市面上的成品齿轮，考虑到实际减速齿轮的采购尺寸，因此减速齿轮以实际采购为准。27 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计如图3.6所示为倾转机构装配图和单向离合器装配示意图。从图中可以看出，旋翼主轴通过一对角接触球轴承与主轴上、下端板相连，用轴承固定环与主轴轴套固定使旋翼主轴不能与短舱框架有轴向运动，舵机固定在主轴上、下端板之间，呈中心对称分布，短舱外端板与短舱侧板保证短舱外形，起固定与承力作用。图3.6倾转机构装配图为了减轻质量，在大齿轮上采取中心对称镂空减重的方法减少齿轮的质量，大齿轮与旋翼主轴之间有一套单向离合器以保证减速器只能单向传动。单向离合器由单向轴承、单向轴承套、一对深沟球轴承和单向轴承座构成，改变单向轴承的安装方式可以改变单向离合器的传动方向，大齿轮通过六颗M2.5螺栓与单向轴承座紧密结合，单向轴承套内径与旋翼主轴外径相同，用一颗M4螺栓连接固定。图3.7单向离合器装配示意图28 南京航空航天大学硕士学位论文如图3.8所示为电机固定板，采用7075铝合金材料，电机固定板固连在短舱侧板上，内部有5个腰型孔和一个减重槽。小齿轮与电机通过螺栓固定在电机固定板上的腰型孔内，用于微调电机轴与旋翼主轴间的距离；减重槽在减轻结构重量的同时，使得小齿轮在电机输出轴上的位移空间更大。这两点可以保证减速齿轮更紧密的接合，减小传动机构工作时的振动与磨损，延长寿命和增加可靠性。图3.8电机固定板图3.9主轴上、下端板如图3.9所示为主轴上、下端板，主轴上、下端板是两个不同的零件，采用7075铝合金材料，装配时呈镜像对称，其中心孔内分别装有一对12×21×6的角接触球轴承，可承受轴向力，用于将旋翼轴上的升力传递到由短舱侧板、主轴上端板、主轴下端板和电机固定班共同组成了短舱的框架上，再传递到机翼上。在主轴上端板与主轴下端板上各有4个减重槽，用于给舵机和电机的电线留有位置。29 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计表3.3传动机构零部件清单零件编号零件名称零件材料1旋翼主轴35SiMn合金钢2轴承固定环45钢3主轴上端板7075铝合金4短舱外端板3K复合碳纤维板5主轴下端板7075铝合金6主轴齿轮尼龙7短舱侧板3K复合碳纤维板8舵机——9电机齿轮45钢10电机固定板7075铝合金11电机——12主轴轴套45钢13单向离合上端板7075铝合金14深沟球轴承——15单向轴承——16单向离合下端板7075铝合金3.3.3传动机构易损部件校核本文设计的动力传动机构的易损部件一般为传动齿轮组和旋翼主轴，由于金属齿轮的强度远大于尼龙齿轮，所以本文主要针对尼龙齿轮和旋翼轴进行强度分析。如图3.10所示斜齿轮齿面受法向力F，可以分为三个方向的力，分别为齿轮圆周方向的n力F、齿轮轴向力F和齿轮径向力F。tar2TFtd（3.1）FtFncos*cosn0（3.2）PT•r（3.3）30 南京航空航天大学硕士学位论文图3.10斜齿轮齿面受力图在功率最大时齿轮承受的扭矩最大，校核齿轮是否满足强度要求。本文采用了ANSYS中StaticStructural模块，对齿轮和旋翼主轴进行受力分析。通过对旋翼升力的计算得到，单副旋翼设计的最大拉力为24kg，此时电机消耗功率4kW，大齿轮转速为2400rpm，分度圆直径110mm，小齿轮转速为20307rpm，分度圆直径13mm。所以得到齿轮齿面法向力为214.82N。首先对输入的模型附加尼龙材料，其杨氏模量为8.3GPa，泊松比为0.28，选取齿轮上与单向轴承座接触的面作为固定面，然后在齿轮的齿面施加法向214.82N的载荷，分析出齿轮的受力情况。图3.11斜齿轮受力云图从图3.11中可以看出最大应力在齿根处，为25.7MPa，而尼龙材料的最大许用应力为75Mpa，安全系数达到2.9，设计的尼龙齿轮满足设计要求。旋翼主轴材料为35SiMn钢，主要受到桨毂处的拉力和扭矩，这两个力最大时分别为235.2N和13.9N·m，将主轴下部的固定孔设为固定面，同样使用ANSYS软件StaticStructural模块进行受力分析。31 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计图3.12旋翼主轴受力云图图3.13旋翼主轴形变云图从图3.12和图3.13中可以看出，旋翼轴受到的最大应力为176MPa，最大形变为0.8mm，而35SiMn钢的许用应力为735Mpa，安全系数达到4.1，满足静强度设计要求。3.4本章小结本章总结出了三种倾转四旋翼飞行器动力传动机构的设计方案并分析了其各自的特点，结合实际情况选出了最适合本文的四台电机方案，通过上一章节旋翼系统转速、功率的需求选择了合适的电机，设计了一套合理的减速传动机构并对其中易损部件进行了强度校核，最终完成了倾转四旋翼飞行器动力传动机构的设计。32 南京航空航天大学硕士学位论文第四章倾转机构设计4.1引言四倾转旋翼飞行器为实现垂直起降和高速巡航飞行的能力，会经历直升机飞行模式与固定翼飞机飞行模式的变换过程，即过渡飞行模式，这一模式由倾转机构来实现。四倾转旋翼飞行器起飞时采用直升机模式，从目标地点垂直起飞后，飞行器可以处于悬停状态，通过改变前后旋翼桨距，使后旋翼拉力大于前旋翼，从而产生低头力矩，让飞行器低头，四副旋翼产生一个前倾角，进而产生向前的分力，使飞行器前飞。当飞行器达到了一定的前飞速度时，就可以进入了过渡飞行模式，在短舱倾转时旋翼与机翼的总升力不能小于自身的重力。在倾转过程中，旋翼升力逐渐转化为前飞拉力，速度逐渐增加，使机翼产生的升力逐渐增大，替代旋翼提供升力，逐渐过渡到固定翼模式[38]。本文设计的倾转四旋翼飞行器与普通倾转旋翼机相似，仅倾转旋翼，机翼固定，在飞行过程中旋翼向前倾转从而提供更大推力，提高飞行速度，增加的一对旋翼使得其倾转机构更加复杂，本节将介绍设计的60kg级飞行器倾转机构的设计方案及其结构。本文设计的倾转四旋翼飞行器倾转机构设计要求如下：1）飞行器短舱能够在10至15秒内完成95°范围内的倾转；2）飞行器短舱倾转速率可调；3）飞行器倾转机构在最大升力时能稳定倾转，不会出现卡死状况；4）飞行器倾转机构总重量小于8kg；5）飞行器倾转机构能够使四副短舱同步倾转。4.2倾转机构方案选择倾转四旋翼飞行器的倾转机构设计方案主要受到飞行器总体布局、倾转动力源等因素的影响，不同型号的飞行器将采用不同的倾转方案，本节将介绍倾转机构的影响因素及适用的倾转方案，最终确定合适的倾转机构设计方案。4.2.1飞行器总体布局对倾转方式的影响倾转四旋翼飞行器总体布局对倾转机构的设计的影响主要体现在旋翼动力源的位置上。当动力源在机身内部时，需要传动轴或皮带将动力传递到短舱，传动轴或皮带不能与机身有相对位移，所以短舱只能以旋翼传动轴为轴倾转，倾转装置应避开旋翼传动轴，并与短舱有相对位移。如图4.1所示，短舱与两根传动轴相连，动力传动轴由短舱内部的伞齿轮组带动旋翼轴旋33 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计转，倾转传动轴通过倾转齿轮组使得短舱一旋翼传动轴为轴旋转。倾转传动轴的扭矩通过齿轮组传递到短舱，带动短舱倾转，齿轮组选择较大减速比，便于控制倾转角速度，将大齿轮直接固定在短舱内壳上，并做成圆齿条状以减轻重量。图4.1短舱连接方式1当动力源在短舱内部时，与短舱成为一个整体，短舱可以直接以倾转机构为轴进行倾转，倾转装置直接与短舱连接固定。如图4.2所示，短舱壳直接与倾转传动轴通过固定装置相连，旋翼轴由短舱内部的旋翼动力源带动。倾转动力源与传动轴相连时需采用较大传动比便于控制，一般采用蜗轮蜗杆传动。图4.2短舱连接方式234 南京航空航天大学硕士学位论文4.2.2倾转动力源对倾转方式的影响倾转四旋翼飞行器的倾转机构可以采用舵机、电机或发动机作为动力源。当采用舵机带动倾转机构时，舵机通过拉杆拉动传动轴，其优点是结构简单、总重小，缺点舵机角度变化范围小，使倾转角速度难以控制，并且提供的扭矩小；当飞行器使用电机或发动机带动传动机构时，通过减速器带动传动轴转动，需要较大的减速比来来精确控制转速与角度，一般在10秒以上完成90～100°的倾转，能提供较大的扭矩，但会使得机构结构复杂，总重过大。下图为舵机拉杆传动与电机蜗轮蜗杆传动。图4.3拉杆传动（左）与蜗轮蜗杆传动（右）当旋翼旋转时，会产生一个陀螺力矩来保持其旋转的稳定性，为使短舱倾转，需要提供扭矩来克服这个陀螺力矩，每副短舱倾转所需的扭矩计算公式如下：MIz（4.1）倾转四旋翼飞行器动力源数目对倾转机构设计方案有很大影响，并且适用于不同总重的飞行器，随着飞行器总重的提高，旋翼拉力也需要增大，倾转装置使短舱倾转需要克服更大的陀螺力矩即需要更大的扭矩，直接导致倾转机构传动轴重量的增加，可以调节其动力源数目与传动方式来减轻倾转机构重量。当飞行器总重很小时候，动力源会占很大比重，所以倾转机构只采用一台动力源带动四副短舱倾转。如图4.4所示倾转机构呈工字形结构，用一台动力源驱动短舱倾转。主传动轴通过齿轮箱连接并将传递前后传动轴上，再带动短舱倾转；倾转动力源安装在机身内部，通过一根主传动轴使得前后机翼上的传动轴，使得四副短舱同时倾转。由于倾转四旋翼飞行器前后机翼上存在一个高度差，使得这种方案会出现“斜传”的方式，由主传动轴用两个万向联轴器和三段轴或一根斜轴来实现。当重量要求较高时需减轻重量，上述机构无法满足设计要求时，可以采用拉杆传动的方式，以拉杆代替齿轮组。35 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计图4.4倾转机构示意图1飞行器总重较大时所需的传动轴重量一般较大，需要根据实际情况确定动力源数目与传动方式来减小结构重量，满足设计需求。可以选用与轻型倾转四旋翼飞行器相同的一台动力源带动四副短舱倾转方案，也可以一台动力源带动同片机翼上的两副短舱倾转，或一台动力源带动一副短舱。图4.5倾转机构示意图2如图4.5所示可以使用两根倾转轴分别将前后两副短舱相连，用两台电机或发动机在倾转轴中心位置驱动短舱倾转。采用上述方式设计倾转机构可以确保同一副机翼上两副短舱同时倾转，但前后机翼上短舱同步率较差，相较于第一种构型增加了一台动力源，但减少了两个齿轮箱与一根传动轴重量。如果采用一台动力源对应一副短舱旋翼的方式，在机翼末端使用电机或发动机驱动短舱倾转，会减少较多传动机构，但使用四个动力源增加了操纵的难度，并且难以保证同一片机翼上短舱倾转的同步率，所以不采用这种方法，一般倾转飞行器上同片机翼上的短舱通常都是联动的。36 南京航空航天大学硕士学位论文综上所述，增加动力源数目会减少传动机构，并增加操纵难度，倾转同步率也会下降，但由于动力源自身重量，不同型号飞行器倾转传动装置重量不同，要根据其总重与操纵复杂程度来选择倾转机构设计方法。4.2.3倾转机构方案选定由于上一章确定了倾转四旋翼飞行器的动力传动方式为四台电机方案，电机安装在短舱内部，故短舱倾转时以倾转机构传动轴为轴线。为了方便控制，减轻传动机构总重，选择两台步进电机作为倾转机构动力源，全机共使用两套倾转机构，一套负责前两副旋翼实现倾转，一套负责后两副旋翼实现倾转，，电机与倾转轴之间采用蜗轮蜗杆传动，倾转轴直接固定在短舱上，使得短舱倾转。4.3倾转机构方案设计4.3.1倾转机构部件设计本文设计的倾转旋翼飞行器倾转机构对倾转转速精度要求较高，由两台步进电机带动，可以控制脉冲频率可以精确调速，每台步进电机提供两副短舱倾转所需的功率。前文已经完成短舱的设计，可以得到每副短舱内旋转部件的转动惯量为0.307kg·m2，预计倾转转速为0.13rad/s，则倾转轴上需要的扭矩为20.17N·m。拟采用57步进电机和大传动比减速器带动倾转轴，参数如下：表4.1步进电机参数电机参数数值额定电压（V）3.34均值电流（A）4.4步距角（°）1.8±5%相数2保持力矩（N·m）2.3重量（kg）1.04转子惯量（g·cm2）450减速器的设计方式有很多种，一般采用齿轮传动或蜗轮蜗杆传动，本文采用蜗轮蜗杆传动，其优势如下：1）单级减速比大。为了保证传动稳定和减小机构尺寸，圆柱齿轮传动和伞齿轮传动一级减速比一般为1:10左右，而由于蜗轮与蜗杆的计量单位不同，蜗轮蜗杆传动可以用较小的尺寸达到大的减速比，并且传动轴可以垂直布置而不相交，减小机构体积。2）运转噪声低、振动小。齿轮传动时，上下级啮合采用的滚动接触，噪声大；蜗轮蜗杆传动时，上下级啮合采用的滑动接触，噪声小。37 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计3）有效防止逆转。由于蜗杆的螺旋升角小于齿面啮合的当量摩擦角，蜗轮蜗杆一般都具有自锁功能，即蜗轮无法带动蜗杆转动，起到保护作用。由于电机可提供2.3N·m的扭矩，而需用扭矩为20.17N·m，保留2倍的安全系数，初步确定蜗轮蜗杆减速器的减速比为1:20，则蜗轮选择2模40齿，蜗杆选择2模2头，蜗杆一端通过联轴器与步进电机连接。一般蜗轮蜗杆传动部件要求蜗轮蜗杆的间距可调且蜗杆不能承受蜗轮径向压力，所以在蜗杆支架上设置一偏心圆机构，转动偏心圆蜗杆可在平面内作弧线运动，通过支架底座上的腰型孔调节蜗杆横向位置，可以保证蜗杆只能上下运动而达到设计要求。飞行器倾转只需要短舱转动95°，为了减轻蜗轮重量，可以将蜗轮分割成120°的扇形，并在保证齿面强度的条件下在内部加工减重槽和减重孔，齿面上安装限动螺钉使得其与蜗杆只有95°的相对运动，蜗轮内留有三个通孔用于固定一套轴夹来连接倾转轴。图4.6倾转机构蜗轮蜗杆部件倾转轴初步确定为内径24mm、外径30mm的铝管，前机翼上的长度为1.7m，后机翼上的长度为2.3m，由于倾转轴安装在机翼内部，需要几个支点通过轴承固定在机翼和机身上，所以需要加工出一些台阶来限制轴承的安装。图4.7倾转轴如图4.7所示蓝色部分外径为29.8mm，便于轴承内径通过；银色部分外径为30mm，安装30×37×4的轴承；紫色部分外径为32mm，用于限制30×37×4轴承的内环使其不能轴向运动。38 南京航空航天大学硕士学位论文图4.8倾转机构机身内部结构示意图如图4.8所示为倾转机构机身内部装配图，为了便于观察，这里隐藏了对称的半边零件。在机身内部，倾转轴共有两个支撑点，总共用4个30×37×4的轴承固定。轴承支架与轴承固定板通过支架盖环夹紧，轴承固定板内部装有两个30×37×4轴承，用3mm螺栓将支架和轴承套固定在机身侧板和底板上，主要用于将传递倾转轴上的拉力传递到机身上。表4.2倾转机构零部件清单零件编号零件名称零件材料1倾转轴轴夹7075铝合金2蜗轮铜3蜗杆支架7075铝合金4偏心圆机构7075铝合金510×17×7深沟球轴承——657步进电机——7电机支架45钢8联轴器7075铝合金9蜗杆45钢10蜗轮蜗杆传动部件——11倾转轴7075铝合金12轴承套7075铝合金13倾转轴支座7075铝合金14机身侧板复合碳纤维板15倾转机构安装板复合碳纤维板39 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计图4.9倾转机构机翼末端部分如图4.9所示，倾转轴通过短舱固定块直接带动短舱倾转，倾转轴在机翼末端通过30×37×4轴承和轴承座与机翼骨架固连，轴承套在倾转轴外径30mm的位置，在维持外形的同时将一部分拉力传递到机翼上以减小形变。为了减轻结构重量，短舱固定架采取中间镂空形式，并在保证强度的条件下加工出4个减重孔。图4.10机翼内部结构机翼除了在固定翼模式下提供升力外，还对倾转轴起到支撑和传递短舱拉力作用，减小倾转轴的变形，如图所示，机翼由前后纵梁、翼肋、蒙皮和副翼构成，其中前后纵梁和两端与中间的翼肋采用厚度为4mm的3K复合碳纤维板制作，为机翼的主要承力部件；其余翼肋和副翼采用厚度为2mm的轻木制作，主要用于维持机翼外形，翼肋上开有两个孔分别给倾转轴和短舱上电机与舵机的电线留有空间，；机翼和副翼上的蒙皮采用白色塑胶热缩蒙皮。在实际样机制作的过程中，翼肋间会在适当位置安装一台舵机来操纵副翼，复合碳纤维板之间用金属角码固定，碳板与轻木板之间用胶水固定，并且机翼骨架上会适当增加轻木横梁以维持外形。40 南京航空航天大学硕士学位论文图4.11前后机身侧板机翼通过如图所示的前后机身侧板将升力传递到机身内部框架上，为了减小前后旋翼间的相互干扰，后侧板高于前侧板使得后机翼高于前机翼。机身侧板与机身内部框架通过腰型孔和定位孔相连，使得机身侧板可以带着机翼以倾转轴为轴线旋转一定的角度，目的是可以通过样机试验确定最终机翼的安装角大小，应该注意的是这个机构只有安装时能够调节角度，在飞行时机翼安装角是固定的。4.3.2倾转机构易损部件校核为了保证倾转机构的可靠性，需要对其进行强度校核，由于后机翼展长大于前机翼，产生的应力和应变更大，所以对后机翼上的倾转机构进行校核。倾转机构的易损部件为倾转轴，倾转轴受力情况较为复杂，在承受短舱拉力、陀螺力矩和反扭矩的同时，还有蜗轮蜗杆施加在轴上的扭矩，机翼也会分担一部分拉力使得倾转轴形变和应力减小，所以需要与机翼一起校核，在机翼中，由于木质骨架与蒙皮只承担一小部分力故不参与计算，仅校复合核碳纤维板骨架部分，并且对机身侧板不收力的部分（如腰型孔与定位孔部分）进行了简化。由于倾转机构倾转轴部分较复杂，与机翼连接部分安装有轴承和轴承座，其材料的应力与应变极限大于复合碳纤维，这里为了便于计算，将这些部件视为机翼骨架的一部分。由于机翼前后纵梁分成三段，在实际情况下之间会有一定间隙，无法作为成一个整体，而在有限元中会忽略这些间隙使得整体刚度增大，形变减小，与实际情况不符使，故在进行分析时去除机翼前后纵梁的中间部分。倾转机构用CATIA软件构建三维模型如下：图4.12倾转机构强度校核CATIA模型在HyperMesh软件中对模型进行网格划分，由于模型较大所有部件均采用4mm网格,倾转41 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计轴共有73048个网格，复合碳纤维板共有140284个网格。网格划分完成后将模型导入ANSYS软件中，对模型附加材料，其中短舱固定架、倾转轴和倾转轴支架材料为7075铝合金，其杨氏模量为71.7GPa，泊松比为0.33；其余零件的材料为复合碳纤维，其杨氏模量为43GPa，泊松比为0.31。根据第二章对旋翼性能的计算，在最大转速和总距的情况下，机翼上每个短舱受到向上的235.2N拉力和一对方向相反的14.2N·m的扭矩，这两组力和力矩加在短舱固定架上；倾转时蜗轮蜗杆会在中部施加一个轴向的扭矩，约为20.2N·m，并在两边末端各施加10.1N·m的扭矩平衡。计算得到倾转轴中部的形变如下图：图4.13倾转轴中部形变云图如图4.13所示，在短舱升力最大的条件下，倾转轴在正中间z轴和x轴负方向的形变过大，约有2.4mm，会使蜗轮蜗杆传动部件卡死，倾转机构无法正常工作，所以需要采取一定措施来减小倾转轴形变。如图4.14所示为优化后的倾转机构机身内部装配图，为了便于观察，这里隐藏了对称的半边零件和蜗杆等机构，可以看出在机身内部靠近蜗轮的位置增加了一对倾转轴支架。新增加的轴承支架内部装有一个35×47×7轴承，轴承通过倾转轴轴套固定在倾转轴上，倾转轴轴套通过3mm的凸头螺栓来限定支架与轴承的位置。轴承支架主要承受倾转轴因形变产生的压力，起到减小形变的作用，防止蜗轮蜗杆卡死，所以在保证没有机械干涉的条件下尽量离蜗轮近些，具体安装位置根据实际确定，这里取距离倾转轴中点3厘米处。优化后的倾转机构再用CATIA软件构建三维模型。42 南京航空航天大学硕士学位论文图4.14倾转机构优化后模型图4.15倾转机构强度校核CATIA优化模型重新对模型进行网格划分，在ANSYS软件中对优化后的模型进行静力学分析，得到最大应力图和最大形变图如下：图4.16倾转机构应力云图43 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计图4.17倾转机构应变云图可以从图4.16和图4.17中看出，修改后的模型对倾转轴中部的形变有很大改善，最大形变仅有0.3mm，对蜗轮蜗杆机构影响较小。由于机翼骨架特别是前纵梁分担了很大一部分倾转轴两端短舱的拉力和扭矩，减小了倾转轴上的应力，最大应力为35.9MPa，作用在轴与机翼侧板相连的部位，复合碳纤维板上的最大应力为99.8MPa，作用在前纵梁与机翼侧板相连的位置，远小于材料的许用应力，满足静强度设计要求，在后续的优化设计中可减轻结构重量。4.4本章小结本章分析了倾转四旋翼飞行器倾转机构的影响因素，得出了几套倾转机构的设计方案，结合本文设计飞行器的实际情况选出了最适合的两台步进电机方案，即每副机翼中部安置一台步进电机通过传动轴带动机翼两端的短舱倾转，进行了详细的结构设计后对其中易损部件进行了强度校核，最终完成了倾转四旋翼飞行器倾转的设计。44 南京航空航天大学硕士学位论文第五章样机研制与试验5.1引言完成倾转四旋翼飞行器设计后，需要对飞行器进行试验评估和验证，本文对设计的电子样机开展实物制作与组装，并进行旋翼升力试验、地面固定系留试验与地面倾转试验，用于验证飞行器升力大小、电机稳定工作状况、传动机构稳定性以及倾转机构工作状态。5.2样机研制前文已经介绍了飞行器各部件的方案选择、结构设计与强度校核，本节将详细介绍旋翼、动力传动机构和倾转机构各部件的研制与装配的注意事项。5.2.1旋翼研制复合材料桨叶具有高疲劳强度、多路传载和缓慢裂纹扩展等特性，由于复合材料工艺方法的提高，对复合材料桨叶的刚度、强度和外形进行动力学剪裁及气动优化，可以有效地提高旋翼气动性能[39]。本文设计的桨叶主要由C型梁、蒙皮、充填泡沫、配重条和桨叶根部衬套构成，并且在表面喷上一层白漆。旋翼蒙皮使用环氧树脂与玻璃纤维布，沿桨叶展向呈正负45°铺设而成；旋翼内部充填航空级泡沫，该泡沫使用CNC加工而成，起到压紧蒙皮的作用；为了调整桨叶的弦向重心，在桨叶前缘部分放置了铅配重条；桨叶根部预埋了一个金属衬套，“C”型梁的单向玻璃纤维缠绕在衬套上，与桨毂通过螺栓连接形成桨叶摆振铰。由于结构简单，加工工艺方便，所以成型质量较高，但每片桨叶加工完后无法保证每片桨叶完全相同，此时在表面喷上一层白漆并测量每片桨叶的转动惯量和质量，桨叶间的差距再用白漆补全。最终旋翼每片质量为120g，右旋与左旋桨叶各6片。图5.1旋翼桨叶典型“C”型梁剖面示意图45 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计图5.2旋翼桨叶实物桨叶与桨夹连接出需要垫上两片薄垫片，桨夹比桨叶根部宽2mm，为了保证旋翼旋转时可以进行摆振运动，垫片厚度应取0.8mm。在上紧螺栓时，不宜施加过大的预紧力，会使旋翼旋转时桨叶无法进行摆振运动，所以最佳状态为上完螺栓后桨叶无法自行转动，用手施加一定的力可以是桨叶绕固定螺栓转动。为了保证飞行器在飞行过程中各旋翼只能进行总距变化而没有周期变距，本文短舱选取三台完全相同的舵机，并且以旋翼主轴为中心轴中心对称，协调拉杆、舵机摇臂长度，使得旋翼总距变化在8°至21°之间。此外，调整舵机的初始角度、摇臂与拉杆长度使其完全相同，对每个短舱进行试验，使得舵机接收同一信号后所有桨叶变距相同。图5.3飞行器短舱实物5.2.2动力传动机构研制动力传动机构的研制首先进行减速齿轮的制作，市场上齿轮的品种相对齐全，因此直接采购成品齿轮。齿轮主要用于传递功率，为了减小齿轮间的磨损延长使用寿命，大齿轮选用尼龙齿轮，小齿轮选用金属齿轮。选取斜齿轮组构成减速机构，螺旋角13.5°，小齿轮为1模13齿，齿轮厚度22mm，材质46 南京航空航天大学硕士学位论文45号钢；大齿轮为1模110齿，齿轮厚度13mm，材料为尼龙，在大齿轮四周设计减重孔以减少重量，经计算，大齿轮强度满足要求。大齿轮通过单向离合器连接在旋翼主轴上，无法与主轴产生径向位移；小齿轮通过凸头定位螺栓固连在电机输出轴上，在电机输出轴上有一定的位移空间，电机可以通过电机固定板内腰型槽进行一定的径向位移，来调整齿轮组的啮合情况。电机固定板与旋翼主轴固定板采用7075铝合金加工而成，电机固定板上除了腰型孔外，还打了减重槽，一方面减轻重量，另一方面可以给小齿轮提供更多的移动空间，方便齿轮啮合。短舱侧板材料为4mm复合碳纤维板，每片上打一个减重孔，起到维持短舱结构和传递升力的作用。单向离合器主要通过内部的单向轴承实现扭矩单向传动的，同一片机翼上的两个短舱内单向轴承需反装，前后机翼上斜对面的短舱装法相同。5.2.3倾转机构的研制倾转机构的研制首先也是减速器的制作，采用蜗轮蜗杆传动，蜗轮选择2模40齿，蜗杆选择2模2头，直接采购市面上的成品零件进行二次加工。采购回来的蜗轮是一个整圆形铜制蜗轮，重量很大，而飞行器倾转只需要95°的角度，可以将其分割成120°的扇形，在保证蜗轮齿面完整强度足够的条件下，内部减小厚度并且加工减重孔与4mm通孔来固定倾转轴轴夹，齿面上安装限动螺钉使得其与蜗杆只有95°的相对运动；蜗杆截去多余部分，在保留蜗杆齿面完整的前提下加工成空心轴，并另加工一根7075铝合金内轴套安装在蜗杆内部方便与步进57电机连接，事先通过地面站设置好电机的转速为26.4rpm，运行时间为12秒。通过第四章对倾转机构的受力分析，得到倾转轴在最中间的应力最大，为了防止其在中间产生较大形变使得蜗轮蜗杆传动机构卡死，在靠近倾转轴中间的位置安装两个支架，承受来自倾转轴上的压力并减小其形变，机身侧板上的两个支架与机身侧板共同承受来自倾转轴上的拉力。图5.4倾转机构机身内部图倾转机构加工的难点主要在于倾转轴的加工。倾转轴采用的材料为7075铝合金，直接按图47 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计纸加工成本太高，所以采购市面上现有的内径24mm，外径38mm的铝合金管进行二次加工。倾转轴由于需要在各个部位安装并固定轴承，为了便于轴承安装，所以倾转轴中间最粗，从中间到两端的外径分别为32mm、30mm、29.8mm、30mm和29.8mm。由于倾转轴材质较软、长度较长，在车床上加工时易发生变形导致加工精度不高，无法满足飞行器的精度要求，需要另外加工一根外径径为24mm的钢管作为倾转轴的内轴，固定在一起后放再在车床上加工倾转轴表面。倾转轴连接的两个短舱需要绝对的对称，所以在机床上加工短舱定位孔会有一定误差，在短舱组装完成后先将其装在倾转轴上，测量确定短舱角度相同后，通过短舱固定架上的定位孔再手动用钻机加工出短舱定位孔。前后机翼上的倾转机构除倾转轴长度外基本相同，为了减小前后旋翼之间的相互干扰，后机翼比前机翼高十公分，需要增加一个10cm的增高装置。由于后机翼上倾转轴的形变大于前机翼，在后机翼组装完成后对后机翼上的倾转机构进行一个简单检验，方法如下：将倾转机构安装板固定在试验台上并接通步进电机的电源，在倾转轴两端的短舱支架上通过拉力计各施加20kg垂直向上的拉力，驱动步进电机，未发现蜗轮蜗杆有卡死的现象，蜗轮蜗杆可以连续匀速地转动，表明倾转机构的安装符合要求，否则需要通过偏心圆机构调节蜗轮蜗杆间隙。图5.5和图5.6分别为倾转四旋翼飞行器的电子样机（隐藏木质结构）和原理验证机，为了减小疲劳破坏延长飞行器寿命，所有金属零件均进行表面防腐蚀处理。图5.5倾转四旋翼飞行器电子样机48 南京航空航天大学硕士学位论文图5.6倾转四旋翼飞行器原理验证机5.2.4样机重量分配样机重量分配如下表：表5.1倾转四旋翼飞行器主要系统部件重量表序号部件名称单重（kg）数量总重(kg)1旋翼桨叶0.1212片1.442桨毂0.44个1.63旋翼短舱（除传动及旋翼部分）0.84个3.24传动机构14套45倾转机构32套66机体承力结构81套87轮式起落架2.51套2.58机身外壳31副39锂电池201套2010飞控系统31套311电源线等11套1总计54.74在研制飞行器各部件时，汇总各部件重量如表5.1，各部件最终重量满足设计要求，飞行器总重为54.74kg。49 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计5.3旋翼升力试验在之前的章节中，已经对单个短舱旋翼产生的拉力进行了理论计算，得出结果表明旋翼的拉力和功率满足设计要求，本节将对短舱进行升力试验来对这个结果进行验证，并检验短舱是否能够稳定工作。5.3.1试验装置设计为了测试单个短舱产生的升力大小，需要将一个单独的短舱安装在试验台上并连接六分量天平，由于没有合适的试验装置，需要设计并制作一套新的试验装置来进行升力试验，这套装置要保证：（1）可以测出短舱的升力和需用功率；（2）短舱不会产生多余的力和力矩，结果精确；（3）结构简单、强度高、振动小。如图5.7所示，短舱通过一对短舱支架、天平延长板、短舱固定架与六分量天平连接，将力和力矩传递到天平上，为了保证短舱旋翼轴与六分量天平中心线同轴，需要协调好两端的短舱固定架长度。由于旋翼升力试验属于地面联调试验，对其机构没有重量要求，为了保证试验装置的稳定性和试验的准确性，除了短舱固定架采用铝合金材料外，其余全部采用45钢制成，六分量天平试验台可拆卸组装，增加高度尽可能减小地面效应对旋翼的影响。图5.7升力试验装置设计图试验台安装好后需要将裸露在外的电线、电池和接收机用扎带或纤维胶带固定在短舱框架50 南京航空航天大学硕士学位论文或试验台架上，防止旋翼下洗流吹动这些部件对试验产生干扰。下图为旋翼升力试验台安装后的图片。表5.2旋翼升力试验台零部件清单零件编号零件名称零件材料1飞行器短舱——2短舱固定架7075铝合金3主轴上端板45钢4天平延长板45钢5六分量天平——6六分量天平试验台45钢图5.8升力试验装置5.3.2试验仪器与调试为了进行旋翼升力试验，除了短舱试验台和六分量天平外，还需要用到以下试验仪器：如电源箱、激光测速仪、桨叶量角器、遥控器、数据采集器、地面站等。图5.9电源箱图5.10激光测速仪51 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计试验采用的电源型号为ZK-PS-60V500A的可调开关电源箱，长700mm、宽400mm、高1200mm，总重80kg，用于给短舱上的电机供电，可将三相三线380V、50Hz的交流电压输出为0到60V的直流电压，电流为0到500A，输出的电压与电流有过压、过流、过热和短路保护且均连续可调，在电源箱上显示三位数字的输出电压与电流。激光测速仪的测速探头固定在短舱固定架上，对准贴在电机上的反光条，在显示屏上读出电机的转速从而根据传动比求出旋翼转速。图5.11桨叶量角器图5.12遥控器桨叶量角器卡在旋翼半径0.7处的桨叶上，读出的角度即为这片桨叶的总距，需注意桨叶的前后缘，并且每次试验前后都要测量三片桨叶的总距，确定试验数据的准确性。遥控器采用Graupnermz-2412通道遥控器，用于控制旋翼的转速，该遥控器可以通过电调上的电流和电压直接反馈出电机转速，手动输入传动比后得出的旋翼转速与激光测速仪读出的数据进行对比。图5.13数据采集器图5.14地面站地面站主要用于短舱上舵机和倾转机构步进电机的控制，在旋翼升力试验中只控制舵机，通过桨叶量角器对旋翼总距进行标定，得到输入量和总距的对应关系。试验装置都安装好后需要对其进行调试。首先连接舵机电源和接收器，通过地面站调节总距确定舵机对地面站的输入量有反馈，分别对短舱上三台舵机和与其相连的桨叶进行标定，每0.5°记录一次，得到旋翼在6°至14°总距时地面站上的输入量。连接好电机与电调，接通电调接收机，将地面电源的电压调节至44.4V后接通电源，听到电调成功响应的提示音后，缓慢推动遥控器的油门，旋翼略微转动后油门归零，确定电机能够正常运转。解开六分量天平上的52 南京航空航天大学硕士学位论文自锁装置，打开天平数据采集器上的软件，点击“调平”按钮，待力和力矩曲线稳定后关闭按钮，点击“开始”按钮，确定三个方向上的力和力矩初始值都为零后，可以进行升力试验。5.3.3升力试验与结果分析通过前文对试验装置的调试与检验，可以进行升力试验，步骤如下：1）接通电机电源之前，前先接通舵机电源，将所有桨叶总距调至6°，并用量角器逐个检查，确认无误后解开六分量天平上的自锁装置；2）接通电机电源，听到电调成功响应的提示音后，缓慢推动遥控器油门，当旋翼转速在1200rpm时保持油门不动，记录下此时的旋翼升力和反扭矩；3）重复第2步的工作，依次记录下1500rpm、1800rpm、2100rpm和2400rpm时的旋翼升力和反扭矩；4）记录下2400rpm时的试验结果后，点击采集软件上的“保存”按钮，缓慢降低油门直至旋翼停止转动，关闭电机电源；5）确保电机电路中没有振荡电流后，将六分量天平上的自锁装置锁上，再次测量每片桨叶的总距确认没有发生变化，简单检查短舱各部件是否完好；6）重复第1至5步，测量出旋翼总距在8°、10°、12°和14°时的试验数据，断开所有电源，将短舱拆卸，检查所有零部件是否完好。需要注意的是，每次检查零件或测量总距时，需要将将六分量天平上的自锁装置锁上来保护天平，确保其精度。通过试验可以得到旋翼的升力和反扭矩记录在下表中，需用功率通过反扭矩求得，选取旋翼总距为12°的试验结果绘制旋翼升力-转速曲线图和旋翼功率-转速曲线图与第二章理论计算结果进行对比。表5.3旋翼升力试验数据旋翼总距旋翼转速旋翼升力反扭矩（°）（rpm）（kg）（kg·m）12002.25350.140715003.65430.2132618005.15550.294221007.2560.402824009.19240.502512003.20840.184415004.91950.2713818007.18390.383221009.68920.5057240012.60650.654153 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计旋翼总距旋翼转速旋翼升力反扭矩（°）（rpm）（kg）（kg*m）12004.35710.246115006.56130.35961018009.64370.5177210013.15080.6885240017.37610.90712005.63820.321815008.60030.483512180012.61210.7077210016.81710.9229240022.09561.193612006.71320.4051150010.2980.611914180014.51060.8679210020.04471.1782240024.17651.4202从图5.15和图5.16中可以看出，旋翼升力与功率计算值与试验值的偏差均在5%以内，在转速为2400rpm时，旋翼可提供22kg的升力，表明第二章建立的旋翼空气动力学模型正确、方法合理有效。根据第二章机翼对旋翼的干扰计算，转速为2400rpm时旋翼实际升力区间为5.15kg至20.16kg，本文设计的飞行器旋翼和动力传动机构满足设计要求，在满足空机起飞的前提下，还能装载20kg的载荷。图5.15旋翼升力-转速曲线图54 南京航空航天大学硕士学位论文图5.16旋翼转速-需用功率曲线图5.4飞行器地面联调试验上文通过倾转四旋翼飞行器的短舱升力测试试验，研究了短舱升力系统的气动特性，采用试验实测的方法验证了飞行器旋翼和传动机构的可靠性并记录试验数据。为了进一步验证飞行器是否符合设计要求，还需要对飞行器进行地面联调试验，包括飞行器地面倾转试验和飞行器地面系留试验来验证和完善飞行器设计。5.4.1飞行器地面倾转试验在进行试飞之前，为了检验倾转四旋翼飞行器能否正常工作，需要进行地面倾转试验，由于试验时不需要考虑气动力对飞行器机身的干扰，所以将飞行器机身拆除，将机身骨架直接固定在地面联调试验台上。上文对每个短舱都进行了旋翼升力试验，确保了飞行器四副旋翼在相同总距时拉力相同。设计要求飞行器在空中能够从直升机模式过渡到固定翼模式，在这个条件下旋翼相对于机翼的实际拉力为15kg，这里保留一定安全系数，旋翼拉力取20kg。地面倾转试验步骤如下：1）接通电机电源之前先接通舵机电源，将所有桨叶总距调至8°，并用量角器逐个检查；2）接通电机电源，听到电调成功响应的提示音后，缓慢推动遥控器油门，当旋翼转速稳定在2400rpm时保持油门不动，可以观察到此时飞行器在直升机模式时处于一个相对稳定的状态，机翼略微变形，两端向上抬起，证明飞行器左右重心配置合理；3）此时通过地面站控制两台57步进电机运行，通过倾转机构带动四副短舱倾转，观察到55 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计桨盘平面逐渐倾转到与水平面垂直的角度，整个过程持续约12秒，期间没有发生较大的振动，机翼缓慢恢复原状；4）待飞行器处于固定翼模式下稳定一分钟后，控制步进电机使短舱倾转至桨盘平面与水平面呈-5°夹角，整个过程持续约12秒，期间没有发生较大的振动，机翼略微变形，两端向上抬起；5）待飞行器处于直升机模式下稳定一分钟后，缓慢降低油门，机翼缓慢恢复原状，当旋翼停止运转后切断电源；6）确保电机电路中没有振荡电流后，再次测量每片桨叶的总距确认没有发生变化，拔下舵机电池，检验短舱与倾转机构的框架结构并拆卸下蜗轮蜗杆、桨叶和齿轮等部件详细检查，没有发现变形或裂纹，试验成功，表明本文设计的倾转机构满足设计要求。图5.17地面倾转试验5.4.2飞行器地面系留试验倾转四旋翼飞行器的飞控系统还未成熟，飞行器暂时不能平稳飞行，所以进行地面系留试验验证飞行器垂直起降性能时，原本设计的四点轮式起落架易损坏，需要重新设计一套滑撬式起落架使用，起落架由铝管弯折而成，在滑撬处垫上一层橡胶套，上半部分通过螺栓固定在机身的铝梁上。试验前测出除机身外飞行器与新起落架总重为37kg，由于地面联调试验通过电源箱为电机供电，没有安装电池，需要增加配重使得飞行器总重达到60kg。地面系留试验仅要求飞行器能够垂直起降并短暂悬停，对倾转机构没有要求，为了防止意外，在试验前将倾转机构锁死。飞行器地面系留试验步骤如下：1）接通电机电源之前先接通舵机电源，将所有桨叶总距调至6°，并用量角器逐个检查；2）接通电机电源，听到电调成功响应的提示音后，缓慢推动遥控器油门，当旋翼转速稳定在2400rpm时保持油门不动，可以观察到此时飞行器依然停留在地面上；56 南京航空航天大学硕士学位论文3）此时通过地面站控制四副短舱上的舵机，使得四副旋翼总距逐渐增大达到8.5°左右时，飞行器离开地面，略微降低总距使飞行器保持悬停；4）缓慢降低总距使飞行器平稳降落在地面上，降低遥控器油门使旋翼停止旋转，切断电机电源；5）确保电机电路中没有振荡电流后，拔下舵机电池，检验短舱与机身框架结构并拆卸下桨叶和齿轮等部件详细检查，没有发现变形或裂纹，试验成功。图5.18地面系留试验5.4.3地面联调试验结果分析在地面倾转试验期间，飞行器整体没有较大的振动，各机构正常工作，机身稳定，并且设计的倾转机构可以实现四副短舱同步95°倾转，倾转机构设计得到验证。在地面系留试验其间，飞行器零部件可以正常工作，飞行器可以离开地面并悬停，四副短舱工作正常，电机稳定工作并且输出功率能够满足飞行器升力的需求，旋翼设计和动力传动机构设计得到验证。5.5本章小结通过前文倾转四旋翼飞行器各动部件的结构设计，本章研制出60kg级倾转四旋翼飞行器验证机，进行了重量核算、旋翼升力试验、地面倾转试验和地面系留试验，在试验过程中设计的部件均能正常工作并且样机的性能满足设计要求，本文设计动部件得到验证。57 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计第六章总结与展望6.1工作总结本文主要工作是提出了一套60kg级轻小型倾转四旋翼飞行器动部件的设计方案，包括飞行器的旋翼、动力传动机构和倾转机构，设计并制作出试验机进行了相关试验研究验证了可行性。目前我国没有对倾转四旋翼飞行器开展深入的研究，本文做的是探索性预研工作，从工程方面为之后进一步的研究奠定基础，主要研究内容包括以下几个方面：（1）根据倾转四旋翼飞行器的设计任务要求，得出对升力系统的需求，进过分析研究，设计出一套满足设计要求的旋翼，确定其转速与变距区间，并对旋翼/机翼间的气动干扰进行了理论分析。这套旋翼机械结构简单，便于操控，同一副机翼上的旋翼左右对称，对角的旋翼相同。（2）提出了倾转四旋翼飞行器动力传动机构的几套设计方案和其各自的特点，并选取了适合的方案进行了详细结构设计，以满足本文飞行器的设计要求。本文方案为四台电机安装在短舱内部通过减速齿轮直接带动旋翼，机械结构简单，重量达到最轻。（3）倾转四旋翼飞行器研究的难点在于过渡飞行模式，这一模式由倾转机构来实现。本文分析了倾转机构设计的影响因素，得出了适合本文的倾转机构设计方案并进行详细设计和校核，并对其进行优化。（4）根据个部件的详细设计进行加工和装配，得到完整的倾转四旋翼飞行器试验机，并进行合理的航电飞控系统配置，最终进行飞行器重量核算。（5）对倾转四旋翼飞行器试验机进行升力试验和地面联调试验。通过旋翼升力试验验证了旋翼理论计算值的可信度，地面倾转试验和地面系留试验验证了动部件设计的可行性和其结构的可靠性。6.2不足与展望由于目前很少有关于倾转四旋翼飞行器的公开文献，本文只进行了探索性预研工作，主要是对60kg级轻小型倾转四旋翼飞行器动部件的设计，并进行了气动、强度、疲劳分析，通过对已经开展的研究工作进行阶段的总结，对未来的后续研究工作还可以有以下的几个方面进行：（1）倾转四旋翼飞行器具有较多动部件，各部件间存在振动问题，在校核结构强度时，只进行了静力学分析，没有动力学方面的考虑；（2）对于倾转四旋翼飞行器只进行了旋翼升力试验和地面联调试验，只验证了机构的可行性，需要进行进一步的飞行试验来验证本文的设计；（3）受限于现有的材料问题，现有的锂电池过重，占飞行器总重的37%，续航能力只有58 南京航空航天大学硕士学位论文8min，下一步可以采用新型能源，使飞行器具有更长的航时；（4）设计的很多部件安全系数大于10，造成结构过重，后续可进行优化设计以减轻结构重量。59 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计参考文献[1]GuoW,HornJF.ModelingandSimulationfortheDevelopmentofaQuad-RotorUAVCapableofIndoorFlight[C].AIAAModelingandSimulationTechnologiesConferenceandExhibit.2006:AIAA2006-6735.PP.1～11.[2]TayebiA,McGilvaryS.AttitudeStabilizationofaVTOLQuadrotorAircraft[J].IEEETransactionsonControlSystemsTechnology,2006,14(3):562～571.[3]朱源.倾转旋翼飞机过渡模式动力学建模与控制研究[硕士学位论文].江苏南京:南京航空航天大学,2005年.[4]葛磊.面向倾转旋翼机总体方案阶段的重心包线设计研究[硕士学位论文].江苏南京:南京航空航天大学,2014年.[5]刘春明,罗继业.NASA大型民用倾转旋翼机进展研究[J].民用飞机设计与研究,2010(4):1-5[6]MichaelN,MellingerD,LindseyQ,etal.TheGraspMultipleMicroUAVTestbed[J].Robotics&AutomationMagazine,2010,17(3):56～65.[7]汪石农.倾转旋翼模型实验台的操纵机构及控制系统设计[硕士学位论文].江苏南京:南京航空航天大学,2006年.[8]付青涛.无人倾转旋翼飞行器机理与系统辨识综合建模技术研究[硕士学位论文].江苏南京:南京航空航天大学,2011年.[9]闫秋红.垂直起降倾转四旋翼机过渡阶段控制问题研究[硕士学位论文].黑龙江哈尔滨:哈尔滨工业大学,2015年.[10]齐磊.倾转四旋翼飞行器短舱倾转过程控制技术研究[硕士学位论文].黑龙江哈尔滨:哈尔滨工业大学,2015年.[11]Bouabdallahs,Notha,SiegwartR,etal.ControlTechniquesAppliedtoanindoorMicro-quadrotor[C].ProceedingsoftheIEEInternationalConferenceonIntelligentRobotsandSystems(IROS),2004:2451-2456.[12]HoffmannGM,WaslanderSL,VitusMP,etal.StanfordtestbedofAutonomousRotorcraftforMulti-AgentControl[C].Proceedingsofthe2009IEEE/RSJInternationalConferenceonIntelligentRobotsandSystems.2009:404～405.[13]贾大伟.倾转旋翼机气弹响应及稳定性若干问题研究[硕士学位论文].江苏南京:南京航空航天大学,2007年.60 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南京航空航天大学硕士学位论文致谢本论文是在敬爱的导师朱清华副教授的悉心指导下完成的，从论文题目的选取、设计方案的确定、具体实施，朱老师每次都能够准确的指出问题所在并提出合理的修改意见。在南航三年的学习生涯中，朱老师平易近人的性格，严格的治学风格，严谨的科研态度让我们收获良多在毕业来临之际，衷心的感谢朱老师对我的关怀和教导。最初怀着对飞行器的一腔热忱来到南航，对直升机的理论仅限于基本常识。三年来顺利通过各学科的考试，积极参与学校的创新项目及各类比赛，在与师兄、师弟门的团队合作中不断地提高自己、增加项目经验、拓展眼界，最终在论文选题中选择了自己参与最多、了解最全面的倾转四旋翼飞行器项目。在设计的过程中，对绘图软件CATIA的熟练使用使产品能够在加工之前就得到很好的修改，模拟装配的软件直观的显示出部件安装是否产生干涉及是否能够方便工具的安装，极大的提高了生产效率。仿真软件一直是我的短板，在朱老师及师兄弟的指导下，我能够克服自身的懒惰，认真学习仿真软件ANSYS，熟练运用其中的静态力分析及流场的分析，对论文中设计的部件进行验证。在样机研制与试验的过程中，实践经验丰富的师兄们给与了我很大的帮助，在他们的指导下我的动手能力得到了极大的提高，对旋翼飞行器的理解不再局限于理论知识。白驹过隙，时光冉冉，论文的完成预示着我南航学习生涯的结束，我深深的感谢在学习和生活上帮助过我的老师及同学们！最后感谢各位评审老师的评阅！63 轻小型倾转四旋翼飞行器动部件设计在学期间的研究成果及发表的学术论文攻读硕士学位期间发表（录用）论文情况[1]徐起，朱清华.某型倾转四旋翼飞行器倾转机构设计[C].景德镇：第三十三届全国直升机年会，2017，16(1)：67~71.攻读硕士学位期间参加科研项目情况：[2]申请发明专利：横流风扇式旋翼系统，专利号：CN105775148A（已公开）。64