直升机尾桨结构的设计.doc

本科生毕业论文提供全套毕业设计，欢迎咨询本科学生毕业设计直升机尾桨结构设计The Graduation Design for Bachelors DegreeThe Helicopter Tail Rotor Structure Design Depname: Mechatronic Engineering CollegeSpecialty：Machinery Design and Manufacture and AutomationClass： Candidate：Supervisor：摘 要 通过对直升机尾桨结构设计，能够使我们对直升机的结构有了进一步的了解。同时对直升机尾桨桨距改变进行分析，桨距的改变对提高直升机尾桨的工作效率有很大的作用。直升机的尾桨对直升机的平衡和改变方向有很大的作用，尾桨会产生巨大的噪音和对附近的环境产生影响，只有对尾桨进行改进，才能对环境有所改善。直升机尾桨轴系是连接发动机和尾桨的主要系统，轴系的分析对直升机整体的大小有巨大作用，对直升机的灵活运动有很大的影响。本文对常规的直升机尾桨结构和尾桨轴系进行分析，分别对尾桨毂，桨叶，减速器等零件进行结构分析，这样使直升机尾桨和尾桨轴系的结构更加清晰，对设计有了更深的了解。尾桨是直升机最重要的组成部分之一，结构了解之后才能对尾桨进行改进，让直升机有进一步的发展。关键词：直升机；尾桨；减速器；运动系统；尾桨轴系；桨距变化AbstractThrough the design of helicopter tail rotor helicopter structure, enables us to have a further understanding of the structure. At the same time the helicopter tail rotor pitch change analysis, pitch change has a great effect on improving the working efficiency of helicopter tail rotor. The helicopter tail rotor of a helicopter balance and change direction has a significant role, tail rotor makes a tremendous noise and impact on nearby environment, only the tail rotor is improved, to improve the environment. Helicopter tail rotor shaft is the main system connected to the engine and tail rotor, shaft analysis play a very important role in the overall size of the helicopter, has a great influence on the helicopter flexible movement.This article carries on the analysis to the conventional helicopter tail rotor and tail rotor shafting structure, respectively on the tail rotor hub, blades, reducer and other parts for structure analysis, so the helicopter tail rotor and tail rotor shafting structure more clear, a deeper understanding of design. The tail rotor is one of the most important part of helicopter, understanding of the structure and then to the tail rotor is improved, the helicopters to have further development.Key words: Helicopter ;Tail Rotor; Reducer；Motion System;Tail Rotor Shaft ;Pitch ChangeIII目 录摘要 Abstract 第1章 绪论1 1.1 选题的目的及意义1 1.2 相关领域研究综述2 1.3 国内外研究现状及发展趋势2 1.4 本课题的主要研究内容5第2章 直升机尾桨轴系系统结构 6 2.1引言 6 2.2尾桨轴系的水平传动轴 6 2.2.1临界转速计算及选用标准 8 2.2.2传动轴连接方式 9 2.3 中间减速器 10 2.4 斜传动轴 11 2.5 尾减速器 11 2.5.1锥齿轮传动 12 2.5.2尾减速器支撑 15 2.6 本章小结 15第3章 直升机尾桨结构 17 3.1引言 17 3.2尾桨叶 18 3.2.1简介 18 3.2.2复合材料尾桨叶片 18 3.2.3受力分析和受载情况 20 3.3尾桨毂结构设计 26 3.3.1结式尾桨毂 26 3.3.2无铰式尾桨毂 26 3.4 本章小结 27结论28参考文献 29致谢31第1章 绪 论1.1选题的目的及意义直升机是航空器中十分重要的组成部分，具有垂直起落、不需要机场跑道、可以在空中悬停、前后左右都能飞行等优点，在国防和国民经济中应用十分广泛。直升机的突出特点是可以做低空、低速和机头方向不变的机动飞行，特别是可在小面积场地垂直起降。由于这些特点使其具有广阔的用途及发展前景。在军用方面已广泛应用于对地攻击、机降登陆、武器运送、后勤支援、战场救护、侦察巡逻、指挥控制、通信联络、反潜扫雷、电子对抗等。在民用方面应用于短途运输、医疗救护、救灾就生、紧急营救、吊装设备、地质勘探、护林灭火、空中摄影等。海上油井与基地间的人员及物资运输是民用的一个重要方面。带尾桨直升机是除共轴式直升机等外，大多数直升机采用的结构形式。其中，尾桨产生的拉力（或推力）对直升机重心形成偏转力矩，用以平衡尾桨的反作用力矩，并且可以通过加大或减小尾桨的拉力（推力）实现直升机的航向操纵，是直升机最重要的子系统之一。直升机的方向是靠尾桨控制的。欲使直升机改变方向，需改变尾桨的桨距，使尾桨拉力变大或变小，从而改变平衡力矩的大小，实现机头指向的操纵。图1.1 直升机1.2相关领域研究综述全称抗扭螺旋桨。单旋翼直升机用于平衡旋翼反作用扭矩和稳定与操纵航向的部件。直升机飞行时，旋翼旋转的反作用扭矩会使直升机向与旋翼旋转的相反方向转动，尾桨产生的拉力可抵消这种转动而实现航向稳定。改变尾桨拉力的大小，可以操纵航向。尾桨桨叶多为26片；桨盘直径最小约1米，最大可达6米以上。有少数直升机的尾奖安装在一个具有流线型的环形通道内，这种尾桨直径小，桨叶数多，称为涵道尾桨，与常用的尾桨相比，尺寸小，使用安全，但直升机在悬停和低速飞行时，其气动效率较低。20世纪60年代以后多采用金属或复合材料的桨叶。实际应用的尾桨型式有“跷跷板”式、铰接式、万向接头式、无轴承式和涵道风扇式。轻型直升机上常用的双叶尾桨多为跷跷板式。双叶以上的尾桨以铰接式较多，结构与铰接式旋翼类似，不过一般不带垂直铰。个别直升机采用万向接头式尾桨。80年代有些直升机采用全复合材料无轴承式尾桨，结构与无轴承式旋翼类似。此外，少数直升机使用涵道风扇式尾桨，桨叶短而片数多，整个尾桨安装在流线型的环形通道内。这种型式的尾桨尺寸小，使用安全，但悬停及低速飞行时气动效率较低。少数单旋翼直升机不用尾桨，而用尾部侧向喷气或其他方法实现航向稳定和操纵功能。军用飞机是直接参加战斗、保障战斗行动和军事训练的飞机的总称。是航空兵的主要技术装备。主要包括：歼击机、轰炸机、歼击轰炸机、强击机、反潜巡逻机、武装直升机、侦察机、预警机、电子对抗飞机、炮兵侦察校射飞机、水上飞机、军用运输机、空中加油机和教练机等。飞机大量用于作战，使战争由平面发展到立体空间，对战略战术和军队组成等产生了重大影响。1.3国内外研究现状及发展趋势单旋翼直升机的“尾巴”裸露于机体之外，高高翘起。通常人们把它称为常规尾桨或暴露尾桨。和多桨直升机相比，单旋翼带尾桨直升机结构简单，操纵方便。经过多年的发展，这种形式的直升机技术比较成熟，是目前世界上最成功的生产型直升机。据统计，在世界各种直升机中，单旋翼带尾桨直升机占总数的95%以上。我们知道，单旋翼带尾桨直升机的旋翼反扭矩和航向操纵是由尾桨来完成的。常规尾桨虽然经过几十年发展，技术比较成熟，尾桨结构也有了很大改进，如无轴承尾桨和交叉布置的无轴承尾桨，但是，由于高度旋转的尾桨裸露于尾梁之外，终有难言之隐。首先，长长的“尾巴”使驾驶员难以首尾相顾，容易撞击地面障碍物和受外来物损坏。特别是武装直升机在超低空或贴地飞行时，更容易碰撞或挂着高压线、树枝等。其次，高速旋转的尾桨不易察觉，容易对地面工作人员的安全造成威胁。最后，尾桨是直升机振动和噪声的重要根源。据统计，单旋翼直升机由于尾桨引起的事故占整个直升机事故总数的15%以上，而这些事故主要是由于常规尾桨裸露引起的。针对常规尾桨存在的缺点，长期以来直升机设计师们一直把改进和发展反扭矩系统作为直升机技术发展的重要课题之一。近年来，为解决直升机“尾巴”的难题，先后出现和发展的形式主要有桨尖喷气尾桨、环形尾桨、涵道尾桨和无尾桨等。但是，由于种种原因，后来只有涵道尾桨和无尾桨两种形式得到发展。涵道尾桨是在尾桨的外面加了一层防护罩。我们形象地称它为夹起“尾巴” 。涵道尾桨最先在法国的“小羚羊”上试飞成功。目前，已有多种直升机采用涵道尾桨，并积累了丰富的使用经验。这种尾桨类似于一般的风机或压气机的风扇，整个风扇置于机身尾面的涵道之中。当采用这种尾桨时，一般都制成面积比较大的垂尾形状。由于风扇置于涵道之中，涵道口的外形使此处产生附加的空气动力。与常规尾桨相比，涵道尾桨不仅消除了暴露尾桨存在的缺点，提高了安全性，而且大垂直尾面在前飞时产生气动力对尾桨起卸载作用，涵道口产生的附加空气动力也能对尾桨起卸载作用。因此，涵道尾桨在前飞时消耗的功率要比普通尾桨小得多。法国航宇公司还对叶片翼型、片数、桨尖与涵道的间隙、导向叶片设计进行了改进，并使叶片非均匀分布，对涵道入口和出口扩散段进行优化设计，使涵道尾桨的气动效率进一步提高。美国波音/西科斯基公司在法国航宇公司研究的基础上，对涵道尾桨技术作了进一步发展，使直升机性能更加先进，气动效率、机动性、操纵品质、生存力大大提高，而振动和噪声进一步降低，飞行更加平稳。涵道尾桨比常规尾桨有许多优点，但仍存在许多难以克服的弱点。一是涵道尾桨仍“尾巴”过大，直升机活动受限。二是涵道尾桨在垂直飞行和悬停时消耗的功率要比常规尾桨大。因此，把直升机的“尾巴”彻底折断，便成了人们的又一个目标，无尾桨直升机也就应运而生了。自1976年美国麦道直升机公司进行无尾桨概念研究以来，经过10多年的地面、飞行试验研究，无尾桨技术已取得了很大成功。1990年9月由MD-500改型的MD-520 N无尾桨直升机试飞成功，并于1991年取得FAA适航证，表明无尾桨直升机已进入实用性发展阶段。该公司于1992年又试飞了全新设计的无尾桨直升机。无尾桨系统主要是由安装于尾梁前部的可变距风扇、带长缝的尾梁和尾部喷气锥3部分组成。风扇向尾梁内部提供低压气流。气流从尾梁的长缝中喷出，与旋翼尾流汇合形成环量，产生平衡反扭矩的侧力。尾梁内未喷出的空气流向尾部，从可控制的喷气锥直接喷出，以提供航向操纵推力。无尾桨就是通过环量控制尾梁把旋翼尾流的动能转换成平衡反扭矩的侧力，从而取代常规尾桨。这一新概念反扭矩系统改变了传统的设计思想，从根本上消除了暴露尾桨和涵道尾桨存在的固有弊端，代表着当代直升机反扭矩技术的最高水平和发展方向。它同常规尾桨相比，一是消除了由于尾桨引起的振动和噪声，与同级直升机相比，噪声水平降低了25%40%；二是消除了带尾桨直升机撞击障碍物和受外来物损坏的可能性，也消除了对地面工作人员的威胁，提高了直升机的安全性；三是由于无尾桨，不需要尾减速器，尾传动机构大大简化，使维护成本降低、可靠性提高；四是无常规尾桨造成的气流干扰，改善了直升机的驾驶品质，机动性能提高；五是减轻了驾驶员的负担，悬停时增加总距时也增大了旋翼下洗流，因而也增大了环量控制尾桨产生的侧向力，能够自动补偿旋翼反扭矩的变化，几乎不需要用蹬舵来保持悬停时的方向。图1.2 直升机图1.3 直升机1.4本课题的主要研究内容直升机尾桨机构的设计是否合理、零件的要求以及在其在运行时是否可靠、直升机尾桨轴系零部件组装的轴系机构在运行时是否存在尺寸干涉问题，这些对生产直升机尾桨机构具有实际意义的问题是本课题研究的主要内容。本文主要是尝试采用仿真技术解决，直升机尾桨机构难于通过实验方法掌握其运行规律及受力状况的问题，并期望通过可靠的仿真获得尾桨轴系机构在工况条件下应力大小及分布情况的准确数据，成为直升机尾桨机构进行有限元分析的依据，进而为改善尾桨工作状况提出一些可探讨的方法。工作内容如下： （1）通过对直升机尾桨机构的原理的分析，对可调桨距尾桨结构和尾桨传动轴系进行设计。 （2）根据设计要求运用cad绘图软件在计算机内建立准确的尾桨各构件的实体模型，主要包括桨叶、轮毂等。第2章 直升机尾桨轴系系统结构2.1引言 尾传动系统作为直升机关键组成部分，其性能的优劣性直接影响直升机的总体性能，甚至影响直升机研制的成败。因此，国外直升机公司认为“直升机性能在很大程度上取决于传动装置的性能”,其研究与发展得到了充分的重视与支持。尾传动链主要包括两种形式，一种是带有尾斜轴的传动结构；另一种是不带尾斜轴的传动结构。 综合各种因素可以发现克服振动问题是研究直升机的重要课题，而尾传动系统在工作状态下由于受到各种因素的作用，会对直升机的整体性能起到很大影响，为了使直升机在工作状态下避免发生共振，需要准确判断尾传动系统的固有频率。从机械振动理论的角度出发，并结合直升机尾传动系统的结构特点可以判断出该传动系统的振动形式主要表现为弯曲振动和扭转振动，这两方面是机械系统动力学研究的重点内容。因此本文针对直升机尾传动系统结构进行相关的分析研究，可以为以后直升机尾传动系统的设计、研究工作和提高其性能提供理论参考。2.2尾桨轴系的水平传动轴 传动轴包括动力输入轴、主尾桨轴、尾传动轴。动力输入轴安装在发动机与主减速器之间。其作用是将发动机的功率传给主减速器。主尾桨轴连接主减速器和主尾桨桨毅，通过主减速器将功率传给主尾桨，保证直升机正常工作。尾传动轴连接主减速器与中间减速器，或连接中间减速器与尾减速器，或连接主减速器与尾减速器，或连接发动机与尾减速器。为了减轻重量，动力输入轴和尾传动轴一般都是采用空心管结构，根据强度需要，使用钢管或铝管。由于尾轴比较长，一般分成几段，每段之间采用刚性连接或柔性连接。在一些连接处往往使用具有补偿作用的膜片连轴节，补偿被连接轴之间的少量不同心度或相交度。现代先进直升机的尾传动轴通常采用复合材料，它除了重量轻外，还具有抗弹击能力强的优点，这一点更符合军用直升机的要求，当尾传动轴被子弹打穿后仍能维持直升机工作，较大程度地提高了直升机生存能力和安全性。主尾桨轴是直升机上的关键部件，其作用是把发动机或主减速器的动力传递给尾桨，承担直升机全部重量和飞行的动力。因此大多采用高强度的结构钢来制造，其重要部位还要采取特殊处理，如轴承安装处采取喷涂耐磨性很强的碳化钨涂层或采取喷丸强化处理等手段，以保证直升机安全可靠的飞行。有的直升机的主尾桨轴与主减速器的输出轴设计成一体的，如直八型机的主减速器的输出轴与主尾桨轴是一个整体轴。也有设计成可分的独立体，例如直九、直十一型机的主减速器的输出轴与主尾桨轴都是两个独立部件，各自组装完成后再进行对接。尾传动轴由两段组成，包括尾传动轴前段、尾传动轴后段以及两段间的联接件，两段轴均在亚临界状态下工作。前段轴是悬浮轴，一端带有法兰盘与主减速器连接，另一端法兰盘与尾传动轴后段上的花键联接，传递动力；后段轴用四个轴承支承，轴承支架固定在直升机的尾梁上，另一端装有花键联轴器与尾减速器连接。在同种材料、相同质量和长度的情况下，薄壁管与厚壁管及实心棒相比，具有更高的强度，同时也为了降低直升机质量，尾传动各轴均采用薄壁圆管结构。综合重量、强度以及临界转速设计要求，尾传动轴需要满足如下条件： 尾传动轴的功能就是传递扭矩，在设计中首先保证具有足够的强度，但是考虑到重量的因素，强度裕度不宜太大。在强度设计中要保证尾传动轴管最薄弱截面的最大工作压力小于强度极限。 图2.1 尾传动轴 ； （2.1） ； （2.2） ； （2.3） 式中： max扭矩引起的最大剪应力，； 最大扭矩， ； 零件的抗扭截面模量，； 零件所受的最大功率，； n零件的工作转速，； D零件的外径，； d零件的内径，。通常，尾传动轴的工作状态有两种情况：一种是在超临界转速状态下工作，另外一种是在亚临界转速状态下工作。超临界转速状态是指工作转速在一阶临界转速以上；亚临界转速状态是指工作转速在一阶临界转速以下。目前，大多数直升机尾传动轴在设计时是按在亚临界工作转速状态进行的。图2.2 尾传动轴2.2.1 临界转速计算及选用标准 尾传动轴在进行临界转速计算时，膜片联轴节为铰链式支承，轴承假定为无限刚性支承，各段尾传动轴的单位长度重量为常数。一阶临界转速计算为： （2.4） （2.5）式中： L两支点间的距离，； 一阶临界转速，； E材料的弹性模量，； J惯性矩，； g重力加速度，为； A尾传动轴横截面积，； 材料的比重，。 将数据，代入式中，可以得出： 由式可以看出，提高临界转速的途径有：增加支承数目，即减小两支承间的距离；同一周外径的情况下，壁厚越薄临界转速越高；同一壁厚的情况下，轴外径越大，临界转速越高。如前所述，尾传动轴的工作状态通常在超临界转速状态和亚临界转速状态下工作，对超临界转速状态下工作的尾传动轴，工作转速应在1.3倍一阶临界转速以上,0.7倍二阶临界转速以下；对亚临界转速状态下工作的尾传动轴，工作转速应在0.7倍一阶临界转速以下。临界转速,如果不符合这两项要求，应该重新调整尾传动轴的设计参数。2.2.2传动轴连接方式（1）法兰盘连接在需要长距离传递转矩时，为了使传动轴拆装方便，往往会采用多根传动轴相互连接的办法来实现。这些传动轴之间的连接通常就采用法兰盘的连接方式。然而，由于减速器在机身上安装位置的差异，传动轴的安装必然会产生误差。为了克服这种误差给传动轴带来的偏心、局部应力和负载，通常在法兰盘之间添加一种可以调整的垫片以减少误差。 图2.3 法兰盘连接（2）花键连接 键连接类似于法兰盘的连接方式，主要都是为了克服传动轴指尖的轴向位移。花键连接是由外花键和内花键配合在一起的一种连接方式。出于对平衡的考虑，某些花键设计有一个特殊的花键齿和花键槽，确保了每次的安装能够正确的定位。轴承安装在轴承套内，带有减振装置的轴承套通过衬套和安装螺栓固定在轴承座上。轴承座通过安装螺栓固定在托架上，两者之间调整垫片的使用可以保证所有的轴承座处在一条直线上，这样就避免了传动轴设备的安装变形。 图2.4 花键连接2.3中间减速器 中间减速器的功能主要是改变运动方向，同时也可以实现改变转速的用途，通常由一对螺旋锥齿轮组成，轴交角取决于尾传动轴转折的要求，减速比一般为1。 图2.5 中间减速器2.4斜传动轴 直升机尾传动系统中，尾斜轴是整体动力传动系统的重要部分，它是水平传动轴的中间减速器和尾减速器的重要连接部分。直升机尾斜轴部分主要包括以下几部分：中间减速器中的单侧锥齿轮、联轴器、尾斜轴、尾减速器中的单侧锥齿轮以及减速器所代替的支承。 图2.6 法兰盘连接2.5尾减速器尾减速器是直升机传动系统的重要组成部分。在单桨直升机中应用较多。一般由一对螺旋锥齿轮组成，轴交角，减速比通常不大，如图所示。其作用是将来自于主减速器或中减速器或发动机的功率，按所需转速提供给尾桨，以平衡直升机主尾桨的反作用力矩，保证直升机各种飞行姿态。图2.7 尾减速器2.5.1锥齿轮传动 某直升机的尾减速器采用了一对螺旋锥齿轮换向减速传动装置，轴交角，输入转速，输出转速 ，减速比。尾减速器输出转速，输出到尾桨转速，减速比为。采用类比法，可以初步得出主动锥齿轮大端直径。由此可确定校核通过。 齿轮承载能力的齿轮的齿面接触强度和齿根弯曲强度以及允许范围，齿轮所受应力主要受材料、齿轮尺寸、齿形、受载以及应力分布等因素影响。 （2.6） （2.7）式中： 分度圆上的圆周力（N）； 使用系数； 动载系数； 、齿向载荷分布系数； 、齿间载荷分布系数； 计算接触应力（）； 许用接触应力（）； 计算弯曲应力（）； 计算弯曲应力（）； 复合齿形系数。 锥齿轮的重量可以用其体积代替，可以简化为圆锥体计算，锥齿轮副体积的估算公式： 齿宽及齿宽系数，锥齿轮的齿宽一般选择小于外锥距的，即： 模数范围螺旋角范围应力范围尾桨减速器轴的刚度验算刚度计算主轴前悬伸部分较粗，刚度较高，其变形可以忽略不计。后悬伸部分不影响刚度，也可不计。如主轴前端作用一外载荷，则主轴前端挠度为： （2.8）式中： 外载荷，单位； 前悬伸，等于外载荷作用点至支承点间的距离，单位； 跨距，等于前后支撑点间的距离，单位； 弹性模量，钢为,单位； 截面惯性矩，； 主轴的外径和孔径，单位。将及之值代入上式可得 如果，则孔的影响可以忽略，即 弯曲刚度 所以，当时，则尾桨减速器轴扭转刚度验算 （2.9）式中：主轴传递最大扭矩，单位； 计算长度，取，单位； 剪切弹性模量； 截面极惯性矩，对于圆截面，单位为； 主轴当量直径。尾桨减速器轴临界转速验算 查机械设计手册单行本轴及其连接表5147：一阶临界转速的计算公式： （2.10） 式中： 外伸端第个圆盘重力，； 轴的重力，；对实心钢轴，； 对空心钢轴应乘以。 空心轴内径与外径之比； 轴的全长； 支撑跨距； 外伸端第个圆盘至支承间的距离，； 临界系数； 外伸端长度与轴长之比;2.5.2尾减速器支撑 尾减速器需用功率较小，在结构上主动轮和从动轮一般采用一对圆锥滚子轴承悬臂支承，能达到设计所需的刚度要求，主动轮轴通过花键联轴器与尾传动轴后段连接。2.6本章小结本章的主要工作就是尾桨传动轴系进行设计，本设计从水平传动轴、中间减速器、斜传动轴、尾减速器几个部分分别进行设计。然后对几个部分进行组装，让我们对尾桨轴系系统有了明确的认识和更多的了解。尾桨轴系系统在直升机传动系统中有着重要的作用，对下部分直升机尾桨设计也有着一定的作用，对尾桨受力分析，传动方向有着重大作用。第3章 直升机尾桨结构3.1引言尾桨产生的拉力（或推力）对直升机重心形成偏转力矩，用以平衡尾桨的反作用力矩，并且可以通过加大或减小尾桨的拉力（推力）实现直升机的航向操纵，是直升机最重要的子系统之一。 直升机的方向是靠尾桨控制的。欲使直升机改变方向，需改变尾桨的桨距，使尾桨拉力变大或变小，从而改变平衡力矩的大小，实现机头指向的操纵。尾桨一般由桨叶和桨毂组成。图3.1 作用在直升机上的力偶示意图 当操纵输入从飞行员航向脚蹬传递到尾伺服器，就会使伺服器内的柱塞伸出或收缩，从而使连接在它上面的变距作动杆伸缩，也同样引起变距拉杆移动。而变距拉杆的先行运动通过传动轴向轴承转换为轴套的周向运动，从而改变尾桨的总桨距。 如果安装在航向脚蹬处的主要止动装置故障或调节不当，安装在旋转的尾减速器输出轴上的止动装置就会接触星形件以限制尾桨桨距。 尾桨操纵只需要传递总距变化，而倾斜盘装置非常复杂，故使用星形件装置。由于星形件和它的部件是和尾桨一起转动的，而尾伺服柱塞是不能转动的，因此就需要一个装置能够从不转动部件传递运动到变距机构的转动部件上。尾伺服作动杆只伸入尾减速器输出轴一段，它的端头变细并通过垫片和螺帽安装有一个双滚珠轴承，而变距操纵轴的内段则用力固定在这个轴承的外侧。这样的话，尾伺服作动杆就可以保持不用转动，而线性操纵运动却可以通过轴承传递到变距轴上。图3.2 尾桨叶和变距组件3.2尾桨叶3.2.1简介和主尾桨一样，尾桨叶片是金属或者复合材料结构，在翼型上也很相似，尾桨叶片的结构通常一样，包含的部件也比较少。3.2.2复合材料尾桨叶片 复合材料尾桨叶片是采用由玻璃纤维和碳纤维混合而成，复合材料的使用发挥了两种材料的优点，构成比单一的材料更坚固、更轻或者能承受更多载荷的材料。 叶片前缘和主桨叶片一样是由钛防磨带保护，上面还安装了在寒冷气候下起防冰作用的加热部件。由NOMEX蜂窝结构粘贴在单向复合材料大梁上构成叶片的外形，外面盖有交叉布层式的复合材料蒙皮。在该设计中，变距角臂是插入安装在叶片的轴向关节轴承组件上。弦线方向的配重是安装在接近翼根的角端带上，翼展方向的配重则安装在翼尖处，同样，采用可拆卸外罩用来罩住这些配重。 桨叶一般由大梁和蒙皮构成，大梁是桨叶的主要承力构件，制造大梁的材料要求比强度、比模量好，疲劳许用应变高，常用的材料有铝合金、钛合金、不锈钢和复合材料。用钛合金和不锈钢做桨叶大梁，工艺要求复杂，加工成本高，目前国内尚不具备这方面的加工能力。铝合金的性能适中，价格便宜、加工方便，用作无人驾驶直升机的桨叶大梁是比较合适的。 蒙皮维持桨叶的气动外形，为了提高尾桨的气动效率，要求桨叶的外形准确，光洁度高，在局部气动载荷作用下外形畸变小。早期的桨叶常用铝合金薄板制造蒙皮，由于复合材料的比强度高，疲劳性能好，成形方便、准确，现在的桨叶蒙皮大多采用复合材料制造。桨叶的内部结构与桨叶的材料和氙动及动力学设计要求密切相关，图3是目前常见的桨叶剖面结构。用金属材料（铝合金、钛合金等）做大梁，一般采用D型或椭圆形的剖面结构，这样一方面可以提高桨叶的扭转刚度，另一方面也可以在大梁内充气对大梁的疲劳裂纹进行监测，蒙皮与大梁胶接，大梁的后面常填以泡沫塑料或蜂窝材料，以提高蒙皮的局部刚度。一些小型桨叶为了加工方便常将大梁做成实心的，这种桨叶的扭转刚度低，但有效重心比较容易满足尾桨桨叶动力学设计要求。复合材料桨叶一般采用C型大梁，这样比较容易控制桨叶的加工质量。为了提高桨叶的扭转刚度，大梁向后缘方向伸得很长，有的桨叶还在C型梁的后面增加了Z型梁，桨叶的有效重心要靠在前缘加配重才能移到变距轴线之前。 桨叶是一个承力构件，除了疲劳强度，它还必须满足静强度要求，直升机强度规范中对桨叶的静强度问题都作了具体规定，应根据它的飞行特点和用途对桨叶提出具体要求。在设计直升机的桨叶时，基本上采用了直升机的强度规范，只是对安全系数进行了适当调整，对常规零件，取安全系数1.2，一些关键零件再附加安全系数1. 15。 尾桨工作时是一个旋转的空气动力面，各片桨叶上的空气动力和质量力应诙相同（即平衡），否则将会产生作用于机体的交变载荷，引起直升机振动，加速结构疲劳。为了满足平衡要求，就要提高零件制造和装配精度，以使各片桨叶展向质量静矩的误差、弦向有效重心位置误差、气动外形及安装角的误差等都在允许的范围内。但是要完全靠提高精度来满足平衡要求则会使桨叶的制造成本大大增加，而且有些可能是现有的工艺水平难以实现的，这样在桨叶和桨毂上就要有一定的设计补偿措施来保证实现尾桨的平衡。常用的设计补偿措施有桨尖配重、后缘调整片和长度可调的变距小拉杆。无人驾驶直升机的结构尺寸小，在桨叶上安排常规的调平衡机构比较困难，而且效果也不一定好，应该采用其它的措施来实现尾桨的平衡。在直升机上，通过提高桨叶的制造、装配精度和调整桨叶变距小拉杆的长度来平衡各片桨叶上的气动力，通过提高桨叶的制造、装配精度和控制桨叶表面的喷漆来平衡两片桨叶上的质量力。 当发动机空中意外停车时，直升机可以利用尾桨的旋转动能实现自转着陆，能否顺利地实现自转，与尾桨的动能和飞行员的经验有关。就尾桨来说，加大其动能可以改善直升机的自转性能，而当转速确定后，尾桨的动能完全取决于尾桨的转动惯量。此外加太桨叶重量对桨叶的疲劳强度和直升机的操纵稳定性有利。因此，尾桨桨叶不能设计得过轻。无人驾驶直升机在这个问题上不能照搬有人直升机的规定，应对直升机的用途、工作环境、控制模态等进行具体分析，看是否有必要和有可能实现自转着陆，要求自转着陆的无人驾驶直升机，设计桨叶时应考虑控制系统和飞行员在反应时间上的差别，合理选择尾桨的转动惯量。图3.3 星形架3.2.3受力分析和受载