飛艇矢量推進機構設計研究

趙昌霞，榮海春，李 翔

(中國電子科技集團公司第三十八研究所 浮空平臺部，合肥 230031)

0 引言

飛艇作為浮空器的一種，主要由輕于空氣的氣體(氫氣或氦氣)所產生的浮力而升空[1]。與傳統飛機、直升機相比，飛艇具有造價及運營費用低、噪聲污染小、可實現長時滯空停留、起降場地簡單、覆蓋面廣闊的優點，是理想的空中平臺，在預警探測、偵察監視、通信中繼等軍事和民用領域具有巨大的應用價值[2-3]。

飛艇的飛行工況與傳統飛行器相比，具有一定的差異性，主要體現在以下幾點：(1)飛艇推進系統滿足飛艇垂直起飛和垂直著陸需求；(2)飛艇推進系統應能根據空中風向和風力的變化實時調整推力方向；(3)飛艇應能滿足定點駐空要求。因此飛艇在留空時除采用舵面調整飛行姿態外，同時還需矢量推進系統進行空中姿態調整和飛行。實踐證明，飛艇矢量推進機構應能滿足推力方向0°～270°內連續可調。

圖1飛艇垂直起飛時操作流程圖

圖1為飛艇垂直起飛時操作流程圖(圈內為不同階段矢量推進機構設置角度示意圖)，主要分為三個階段。第一階段：在起飛開始時，通過觀察風力大小，設置矢量推力機構角度產生向前推進的分量抵消風的阻力，控制飛艇垂直起飛的航向和姿態，使飛艇保持垂直起飛；第二階段：在垂直上升階段，矢量推進機構接近垂直，控制飛艇上升姿態使其垂直上升；第三階段：當飛艇達到安全高度后，矢量推進機構接近水平，進入巡航飛行。圖2為某飛艇垂直起飛時矢量推進狀態實物圖。飛艇垂直著陸操作流程與垂直起飛操作流程基本相同。由此可以看出，矢量推進控制是實現飛艇垂直起飛、著陸及定點駐空等姿態控制的關鍵技術。

圖2 某飛艇垂直起飛時矢量推進狀態

目前，矢量推進控制方式主要有改變噴管姿態或改變螺旋槳及發動機短艙姿態兩種[4-5]。這兩種矢量推進控制方式中，基于螺旋槳及發動機短艙姿態控制的模式，更適用于飛艇動力裝置應用。但由于飛艇自身低速、低動態響應的特點，且其動力裝置布局和艇身結構均較特殊，不可能直接使用固定翼飛機的矢量推進控制機構[6]。具有矢量推進控制的新型飛艇一般采用錐齒輪或渦輪蝸桿傳動機構實現發動機短艙及螺旋槳姿態調整，如Zeppelin NT 07型飛艇、俄羅斯RosAeroSystems Au-30飛艇和美國YEZ-2A(Sentinel 5000)等飛艇。但是采用錐齒輪或渦輪蝸桿形式的矢量推進機構重量較大、制造精度和成本相對較高，無法滿足現代飛艇輕量化、低成本的需求[7]。

針對飛艇輕量化、低成本的設計需求，本文利用鏈傳動技術，結合某型號飛艇設計和應用中的需求，通過Pro/Engineer三維設計了一套雙發雙螺旋槳矢量推進機構，實現飛艇的垂直起降和姿態控制。

1 幾何模型

本文所研究飛艇的矢量推進機構由轉向桿、轉向電機、鏈輪減速機構、齒輪減速器和電機制動器等組成。

其中轉向桿分為三段軸：一根中軸和兩根邊軸。中軸兩端由滾動軸承支撐，邊軸與中軸通過法蘭連接，三段軸均采用空心管結構。大鏈輪通過法蘭固定在中軸上，大小鏈輪之間通過鏈條傳遞轉矩。大鏈輪一側裝有齒輪，齒輪與角度傳感器的齒輪以1：1的傳動比嚙合，其作用是將轉向桿的轉角信息等比傳遞給角度傳感器，實現對轉向桿的位置信息反饋。因為此處齒輪并不傳遞載荷，出于對減重的考慮，齒輪選擇樹脂類塑料制造。小鏈輪通過短軸與齒輪減速器連接，轉向電機、齒輪減速器、電機制動器連成一體，作為小鏈輪動作的動力源。飛艇矢量推進機構三維圖如圖3所示。

圖3 飛艇矢量推進機構三維圖

在動力傳動系統中，發動機及其支撐結構尤為關鍵。其構成及位置如圖4所示，主要包括發動機本體、電動機、螺旋槳、傳動軸、發動機支撐框架等結構。

圖4 發動機及其支撐結構

2 網格劃分及邊界條件

分別對發動機支撐系統和鏈傳動系統進行有限元建模。發動機及其支撐系統的有限元模型如圖5所示。考慮到計算成本，對模型進行了合理簡化，整體采用1/2模型，其中傳動軸采用殼單元建模，發動機支座、法蘭等采用實體建模，發動機、螺旋槳等采用質量單元模擬。在約束設置方面，軸承座法蘭采用螺栓約束，軸承支座支撐處采用固定約束，傳動軸中部采用對稱約束[8]。

圖5 發動機及其支撐系統有限元模型

鏈傳動結構模型中，主動輪和從動輪采用實體單元建模，支撐結構采用殼單元和實體單元結合的方式建模，傳動軸采用殼單元建模[9]。利用HyperMesh軟件建立的有限元模型如圖6所示。

圖6 傳動軸結構有限元模型

從動輪和傳動軸部分：軸承座框架螺栓安裝處固定，傳動軸端部法蘭轉動位移約束。主動輪及其支撐結構：支撐框架螺栓孔固定，傳動軸端部轉動位移約束。約束位置見圖7中的標識區域。

圖7 結構分析模型邊界約束條件

3 材料屬性及載荷工況

發動機及其支撐結構材料選用鋁合金5A06，鏈傳動及其支撐結構材料選用鋁合金2A12，強度計算中使用的具體材料屬性如表1所示。

表1 有限元模型中的材料力學屬性

對于發動機以及鏈傳動系統，在有限元計算中的載荷加載情況如表2所示。計算中還對發動機系統進行了多工況分析，分析工況如表3所示。

表2 有限元計算的載荷加載情況

表3 有限元計算的分析工況

4 計算結果分析

4.1 發動機及其支撐結構

應用上文給出的強度分析方法，分別對發動機、鏈傳動及其支撐結構進行強度校核，其中發動機及其支撐結構的計算結果如表4所示。

表4 發動機及其支撐結構在不同工況載荷下的有限元計算結果

(a)傳動軸軸承支座結構應力

(b)傳動軸應力

圖8所示為發動機及其支撐系統應力分布。由表4和圖8的計算結果可知，各工況下的變形量相對較小，滿足剛度要求。發動機支撐結構應力水平較低，發動機支架板最大應力發生于加速度過載±45°工況下，即發動機推力方向傾斜向上時，最大應力幅值為39.7MPa，材料為5A06，屈服極限是155MPa，取安全系數為1.5，則安全裕度δ1為：

(1)

滿足強度要求。

4.2 傳動及其支撐結構

鏈傳動及其支撐結構的計算結果如表5所示，圖9給出了主動輪及其支撐結構的變形和應力。

表5 鏈傳動及其支撐結構在不同工況載荷下的有限元計算結果

(a)整體變形

由表5和圖9可知，傳動軸應力最大值位于傳動軸上銷釘連接區域，為178MPa，材料為2A12，屈服極限是275MPa，取安全系數為1.5，則安全裕度δ2為：

(2)

傳動軸在當前設計條件下滿足1.5的安全系數，滿足強度要求。

需要注意的是，本文的強度分析模型存在一定程度的假設，未考慮蝸輪蝸桿傳動、軸承與轉軸結構的間隙，材料特性、邊界條件等不能在計算中進行完全真實的模擬，后續研究中需要對模型進行進一步完善。

5 結語

本文對某飛艇動力傳動系統進行強度分析，采用Pro/E進行三維建模，基于Hypermesh進行結構有限元計算，對典型工況下發動機、鏈傳動及其支承結構進行了強度分析，主要結論如下：

(1)各工況下主要結構的變形量相對較小，滿足剛度要求；

(2)發動機支撐結構的最小安全裕度為1.6，滿足強度要求，但強度裕度較大，可進一步減輕重量；傳動軸的最小安全裕度為0.03，滿足強度要求。

(3)本文提出的分析方法可以用于飛艇矢量推進機構的強度分析，為后續優化改進提供設計指導。

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