席亮亮，王海峰，宋筆鋒

(西北工業(yè)大學 航空學院，西安　710072)

離心錘變槳距機構設計與優(yōu)化研究

席亮亮，王海峰，宋筆鋒

(西北工業(yè)大學 航空學院，西安710072)

摘要：針對現(xiàn)有高空飛艇螺旋槳推進系統(tǒng)中，采用變槳距技術重量代價大、能源消耗多的問題，設計一種基于離心力的離心錘變槳距機構，分析該機構的工作原理，并利用ADAMS軟件進行機構運動學和動力學仿真分析；對離心錘進行參數(shù)化建模，建立約束方程后，以槳距優(yōu)化角為目標函數(shù)，對離心錘的空間位置進行優(yōu)化。結果表明：當外界條件引起螺旋槳轉速變化時，該機構可以很好地實現(xiàn)螺旋槳變槳距功能；在現(xiàn)有平臺上，48°的離心錘安裝角具有最優(yōu)的變距效果。

關鍵詞：飛艇；螺旋槳；變槳距；離心錘；仿真；參數(shù)優(yōu)化

0引言

在氣球的基礎上發(fā)展而來的飛艇是一種具備自主動力、可控制的、輕于空氣的航空器，近年來，全球范圍的飛艇研制熱潮正在興起[1-3]。飛艇由巨大的流線型艇體、位于艇體下方的吊艙、起穩(wěn)定控制作用的尾面和推進裝置組成[4]。20 km高空的空氣密度約為地面的1/20，在如此稀薄的空氣下，不自帶氧化劑的燃油發(fā)動機無法正常運行，因此電機與螺旋槳組合的推進方式被廣泛采用[5-6]。

螺旋槳工況在高空和低空時變化范圍很大，電機系統(tǒng)與螺旋槳在大范圍變化的工況下很難保持較高的效率，存在按照高空(低空)環(huán)境設計的推進系統(tǒng)在低空(高空)時性能較差的問題。現(xiàn)階段，在部分平流層飛艇的方案中，采用高空和低空兩套動力系統(tǒng)并存的設計，雖然可以滿足短時間的關鍵技術飛行演示，但是對于駐空時間很長的飛艇而言，其重量代價和能源浪費都太大。在高空飛艇的推進系統(tǒng)中應用變槳距技術，可以有效拓寬螺旋槳高度和速度的適用范圍，從而改善推進系統(tǒng)的性能。

目前已經(jīng)投入使用的變槳距機構主要有液壓控制方案和電機控制方案兩種，在各種工況下均可主動、精確地控制槳葉的槳距角，在直升機和風力發(fā)電機領域得到了大量應用[7-9]，但由于兩種方案的液壓或電機系統(tǒng)都會帶來較大的能源消耗，付出一定的重量代價，同時還增加了控制系統(tǒng)的復雜性，使其在高空飛艇平臺中的應用受到極大限制[10-11]。

針對上述問題，本文設計一種基于離心力自驅(qū)動的高空飛艇螺旋槳變槳距機構——離心錘變槳距機構，詳細分析該機構變槳距的工作原理，在虛擬樣機的基礎上開展多體動力學仿真，并結合仿真結果，對影響機構的主要參數(shù)進行優(yōu)化。

1臨近空間螺旋槳推進系統(tǒng)特性

在不同高度下，對某6.2 m臨近空間螺旋槳進行仿真，得到的推進系統(tǒng)特性曲線如圖1所示，抗風速度為10 m/s。

圖1　某6.2 m螺旋槳推進系統(tǒng)特性曲線

從圖1可以看出：隨著高度的降低，螺旋槳轉速明顯降低，在1 km時螺旋槳的吸收功率僅約為20 km時吸收功率的1/3，表明螺旋槳低空時的推力下降，故研究一套簡單可靠的變槳距機構是很有必要的。

2離心錘變槳距機構設計與工作原理

2.1離心錘變槳距機構設計

通過對現(xiàn)有變槳距機構的分析，本文設計一套離心錘變槳距機構，螺旋槳通過布置在槳葉上的離心錘來實現(xiàn)變距。該離心錘變槳距機構的總體方案示意圖如圖2所示。

圖2　離心錘變槳距機構

基于離心力的離心錘變槳距機構可根據(jù)自身轉速大小自動調(diào)節(jié)槳距角，該機構的組成圖如圖3所示，中央立柱和擋板均固定于底座上，彈簧壓板可沿立柱發(fā)生軸向相對移動，調(diào)節(jié)螺桿與槳葉根部采用螺栓連接，調(diào)節(jié)螺桿通過帶孔的交接頭與彈簧壓板通孔連接。

圖3　離心錘變槳距機構組成圖

2.2離心錘變槳距工作原理

當螺旋槳轉速增大時，離心錘的受力分析如圖4所示。

圖4　螺旋槳轉速增加時離心錘的受力分析

由于調(diào)速桿上的離心錘重心偏離槳葉旋轉軸心，在離心錘離心力分力Fz的作用下，槳葉克服調(diào)速彈簧產(chǎn)生的彈性阻力，沿圖中所示方向轉動，螺旋槳的槳距變大，當調(diào)速彈簧壓縮到最短長度時，螺旋槳處于螺距最大的狀態(tài)；反之，螺旋槳旋轉速度減小時，調(diào)速彈簧的回復力迫使槳葉回到合適的螺距運行，實現(xiàn)機構在較高效率下的穩(wěn)定轉動。

將離心錘變槳距機構應用于高空飛艇領域，當飛艇逐漸升至高空時，大氣密度降低，為了提供足夠的驅(qū)動力，螺旋槳轉速需增大，當轉速超過一定值時，在離心錘作用下，螺旋槳螺距增大，槳葉吸收功率和電機輸出功率實現(xiàn)良好匹配，同時也將螺旋槳轉速控制在合理范圍內(nèi)，確保推進系統(tǒng)的安全穩(wěn)定運行。同理，當飛艇降低飛行高度時，螺旋槳轉速減小，在離心錘作用下，螺旋槳螺距減小，從而確保其工作在高效率的工況。

2.3離心錘方案設計

在該離心變距機構中，調(diào)速彈簧和離心錘聯(lián)合控制槳葉位置：在槳距角增大的過程中，離心錘的離心力克服調(diào)速彈簧的阻力起驅(qū)動作用；在槳距角減小的過程中，調(diào)速彈簧的回復力克服離心錘的離心力起驅(qū)動作用，因此離心錘的離心力和調(diào)速彈簧的拉力是時時相互矛盾、相互制約的。

基于上述原因，調(diào)速彈簧型號的選取和離心錘的材料、質(zhì)量以及空間位置都至關重要。初步設置調(diào)速彈簧K為1.25 kgf/mm，調(diào)速桿軸線與槳葉軸線在調(diào)速桿投影面內(nèi)所成的夾角α=50°。離心錘主要靠離心力的作用實現(xiàn)變距，其密度需足夠大，初步選擇金屬鉛。在螺旋槳旋轉的過程中，離心錘會產(chǎn)生一定的氣動阻力，該阻力與離心錘的外形緊密相關，鑒于本文是為了驗證所提方案的有效性，因此現(xiàn)階段選用球體外形。

3離心錘變槳距機構的仿真分析

3.1仿真模型的建立

利用CATIA軟件的三維建模功能，建立離心錘變槳距機構的各個零件模型，再將零件模型按照約束關系裝配在一起，建立初步設計的離心錘變槳距機構三維模型，利用數(shù)據(jù)接口將模型導入ADAMS[12-13]中進行仿真。

在所有裝配關系及運動副定義完成后，即可根據(jù)機構運動關系，為模型添加約束和驅(qū)動，進行變槳距機構的仿真分析。為了在驗證機構可行性的基礎上簡化仿真模型，暫未考慮槳葉的氣動力。

3.2仿真結果分析

擬合好離心錘變槳距機構在ADAMS中的相關屬性后[14]，為了測量該機構隨螺旋槳轉速增加/減少時槳距的變化情況，對底座上的旋轉副添加驅(qū)動速度函數(shù)：step(time,0,0,20,125.85)+step(time,30,0,50,-125.85)，在0～20 s內(nèi)，螺旋槳轉速達到1 200 r/min；20～30 s內(nèi)，螺旋槳以1 200 r/min的速度勻速轉動；30～50 s內(nèi)，螺旋槳轉速減小至0。設置仿真時間為50 s，仿真步數(shù)為500，仿真結果如圖5～圖8所示。

圖5　螺旋槳轉速示意圖

圖6　槳葉A槳距角隨仿真時間變化圖

圖7　槳葉B槳距角隨仿真時間變化圖

圖8　彈簧受力圖

從圖5～圖8可以看出：在0～20 s內(nèi)，螺旋槳轉速增至1 200 r/min，離心錘離心力促使螺旋槳槳距增大了39°；在20～30 s內(nèi)，螺旋槳勻速轉動，槳距角保持不變；而在30～50 s內(nèi)，螺旋槳轉速開始減小，槳葉在彈簧作用下，回復至初始位置。表明當離心錘變槳距機構的轉速變化時，螺旋槳的槳距也隨之變化，實現(xiàn)了螺旋槳變槳距的功能要求；但在圖6～圖8中，參數(shù)的變化曲線并不光滑，初步判斷是槳葉在變距過程中與槳轂發(fā)生摩擦引起的，因此后續(xù)優(yōu)化過程中在槳轂內(nèi)安裝了軸承。

4離心錘的優(yōu)化設計

4.1離心錘優(yōu)化模型的建立

相同重量和外形的離心錘在離調(diào)速桿根部距離相等時，槳距變化的角度范圍越大，表明機構的變距效果越好。離心錘變槳距機構的變距效果與調(diào)速桿安裝角有關，可通過優(yōu)化離心錘安裝角來增強變距效果。優(yōu)化過程即為在距離調(diào)速桿根部一定距離的球面內(nèi)找到離心錘重心坐標的最優(yōu)值。

首先，定義設計變量并限定其變化范圍，對兩個離心錘進行參數(shù)化建模；然后，將兩個離心錘的參數(shù)與所定義的設計變量關聯(lián)起來，建立離心錘重心坐標參數(shù)化模型。

ADAMS/View提供了三種類型的參數(shù)化分析方法，其中優(yōu)化分析需要定義設計目標函數(shù)和約束方程。為了使螺旋槳槳距變化范圍最大，以槳距變化角g為目標函數(shù)，設置其最大絕對值為目標函數(shù)值，即max(g)=G(x,y,z)，x,y,z為離心錘的重心坐標。在對離心錘空間位置進行優(yōu)化時，由于調(diào)速桿的長度限制，需要對離心錘的重心坐標加以約束，即設置約束函數(shù)使離心錘重心坐標離調(diào)速桿根部距離一定。調(diào)速桿根部點處的坐標值為(211.624,-17.261，2.569)，調(diào)速桿長度為225 mm，根據(jù)上述要求，可得到約束方程為

sqrt[(.dv_1_x1-211.624)2+(.dv_1_y1

+17.261)+(.dv_1_z1-2.569)2]-225≤0

(1)

225-sqrt[(.dv_1_x1-211.624)2+(.dv_1_y1

+17.261)2+(.dv_1_z1-2.569)2]≤0

(2)

式中：設計變量的取值范圍分別為320≤.dv_1_x1≤380；-150≤.dv_1_y1≤-90；120≤.dv_1_z1≤180。

4.2優(yōu)化設計結果與分析

確定目標函數(shù)、優(yōu)化變量和約束條件后，設置仿真步數(shù)為500，仿真結果如圖9～圖11所示。

圖9　優(yōu)化設計后A槳葉槳距角變化曲線圖

圖10　優(yōu)化設計后B槳葉槳距角變化曲線圖

圖11　優(yōu)化設計后的彈簧受力曲線圖

從圖9～圖11可以看出：槳距角變化幅度從優(yōu)化前的39°到優(yōu)化后的48°，優(yōu)化度達到24.1%，優(yōu)化后的螺旋槳變距范圍得到了有效增加。優(yōu)化結果表明：離心錘安裝角的改變對變距效果具有很大影響，本文所進行的離心錘變槳距機構的優(yōu)化設計是合理有效的，解決了前期仿真過程中出現(xiàn)的參數(shù)變化不穩(wěn)定問題。

5結論

(1) 為了提高高空飛艇螺旋槳效率，設計了一種基于離心力的離心錘變槳距機構，該機構能夠平穩(wěn)可靠地實現(xiàn)變槳距功能，有效解決了現(xiàn)有主動式變槳距機構在重量和能源方面存在的短板問題。

(2) 對所設計的離心錘變槳距機構進行了仿真分析，驗證了在轉速變化時，機構可以很好地實現(xiàn)螺旋槳變槳距的功能；對離心錘空間位置的優(yōu)化結果表明，48°的離心錘安裝角對于該機構具有最優(yōu)的變距效果。

(3) 本文設計的離心錘變槳距機構是隨動式變距系統(tǒng)，若能在槳轂上添加卡槽，則可將隨動式變距轉變?yōu)槎鄼n式變距，使其應用前景更加廣闊。離心錘是該機構的關鍵部件，其外形產(chǎn)生的氣動力對機構也有一定影響，何種外形的離心錘的變槳距效果最好，后續(xù)將對這一問題開展深入研究。

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Research on the Design and Optimization of Centrifugal Hammer Pitch-controlled System

Xi Liangliang， Wang Haifeng， Song Bifeng

(School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China)

Abstract:In a high altitude airship propeller system, at present, adopting the technology of variable pitch increases the weight and consumes more energy. A kind of centrifugal hammer pitch-controlled system is designed based on the centrifugal force, the working principle of the mechanism is analyzed, and kinematics and dynamics simulation analysis are carried out by using the ADAMS software. On the basis of the simulation results, parametric modeling of centrifugal hammer is applied, a constraint equation is establish and the pitch angle of optimization as the objective function is made to optimize the space position of the centrifugal hammer. The simulation results show that when the propeller speed changes, this system can accomplish the functions of variable pitch propeller, and verify the feasibility of the mechanism. The optimization results show that 48 degrees of centrifugal hammer installation angle has the best effect of variable pitch for this platforms.

Key words:airship; propeller; variable pitch; centrifugal hammer; simulation; parameter optimization

收稿日期：2016-03-09；修回日期：2016-03-23

通信作者：席亮亮,xllnwpu@163.com

文章編號:1674-8190(2016)02-181-05

中圖分類號：V228.9

文獻標識碼：A

DOI：10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.02.007

作者簡介：

席亮亮(1990-)，男，碩士研究生。主要研究方向：飛行器結構設計。

王海峰(1971-)，男，博士，副教授。主要研究方向：飛行器總體設計、飛行器結構設計等。

宋筆鋒(1963-)，男，博士，教授，博導。主要研究方向：飛行器總體設計、飛行器結構設計、系統(tǒng)/結構/機構可靠性與維修性。

(編輯：馬文靜)