[发明专利]共轴直升机复合材料桨叶结构设计的方法

说明书

(一)技术领域

本发明涉及一种桨叶结构设计的方法，尤其涉及一种共轴直升机复合材料桨叶结构设计的方法，属于直升机旋翼设计技术领域。

(二)背景技术

直升机桨叶是直升机中受力最复杂的部件。直升机桨叶的结构设计技术一直是直升机设计中最复杂设计技术之一。直升机桨叶采用的材料，最初是选用木材，进而发展到金属材料。从上世纪80年代以来，直升机桨叶的材料大都采用的是先进复合材料。直升机复合材料桨叶的设计技术一直掌握在国外的几家公司里，从不泄露。我国只可以按照国外公司给的图纸进行复合材料桨叶的生产，没有自己独立设计过比较成功的直升机复合材料桨叶。在《直升机技术》和《南京航空航天大学学报》有一些直升机复合材料桨叶设计的文章，但那都是从理论上进行的叙述，而且对具体细节没有介绍。我们从1992年开始共轴无人直升机复合材料桨叶设计，1994年设计制造了第一批桨叶，经过试验发现一些问题；1995年改进设计，制造出第二批桨叶，解决了第一批桨叶的问题；1997年，在原有经验基础上，又设计制造出性能更好的第三批桨叶。这第三批桨叶，一直用于共轴直升机的飞行试验，经过几百小时的试验检验。试验结果表明，采用我们自己探索出来的这套设计方法是现实可行的，能够满足直升机的使用要求。

(三)发明内容

1、目的：本发明的目的是为了提供一种共轴直升机复合材料桨叶结构设计的方法，该方法构思科学，设计合理。它弥补了现有技术的不足，设计出的共轴直升机复合材料桨叶，能够满足使用要求。

2、技术方案：本发明的技术方案是，一种共轴直升机复合材料桨叶结构设计的方法，该方法具体步骤如下：

步骤一：质量估算

根据桨叶的外形初步估计出桨叶的质量。这个质量一般是参照大量共轴直升机桨叶质量的统计结果给出的，但也跟直升机总体设计相关。这里给出一个经验公式可以初步估算出桨叶质量：

M_jy＝60R×C²

其中，M_jy为桨叶质量，单位kg；

R为桨叶半径，单位m；

C桨叶弦长，单位m。

步骤二：桨叶根部离心力计算

根据桨叶设计转速和桨叶重心展向位置，即可计算出桨叶根部离心力。这里桨叶的重心展向位置是一个未知数。这又是本方法的特点，按经验就是0.5R，R为桨叶半径。

F_li＝M_jy(2πn/60)²0.5R＝0.005483M_jyRn²

其中，F_li为桨叶根部离心力，单位N；

n为桨叶设计转速，单位转/分；

步骤三：确定复合材料桨叶结构型式

目前复合材料桨叶的加工工艺基本已经固定，因此桨叶内部的结构型式也基本确定。桨叶结构由C型梁，Z型腹板、后缘条、蒙皮以及内部填充泡沫组成。复合材料桨叶的梁和后缘条是由无纬玻璃纤维带制造，Z型腹板和蒙皮是由±45°玻璃编织布制造，泡沫一般采用高硬度的聚氨酯泡沫。

步骤四：确定桨叶C型梁剖面面积

共轴直升机复合材料桨叶的C型梁是由无纬玻璃纤维带制造。它是承受桨叶离心力的主要承力件。根据所选玻璃纤维带的抗拉强度和步骤二算出的桨叶根部离心力，就可以计算出C型梁剖面面积。具体公式如下：

S_c＝1.5F_li/σ_b.c

其中，S_c为桨叶C型梁最小剖面面积，单位mm²；

σ_b.c为无纬带抗拉强度，单位MPa；(一般在400-800Mpa)

步骤五：确定桨叶Z型腹板弦向位置

Z型腹板、C型梁和蒙皮构成构成桨叶的前闭室；Z型腹板、后缘条和蒙皮构成桨叶的后闭室。双闭室结构主要承受桨叶所受的扭矩。前闭室蒙皮厚，后闭室蒙皮薄；按照等强度原则，来确定Z型腹板的弦向位置。一般前闭室蒙皮厚度是后闭室蒙皮厚度的两倍，确定Z型腹板位置使后闭室面积是前闭室两倍。

步骤六：确定桨叶蒙皮厚度

桨叶蒙皮厚度是由桨叶所受扭矩和桨叶重量决定的。一般翼型的桨叶扭矩都不大，所以蒙皮厚度主要是由重量决定。正如上述所说，一般前闭室蒙皮厚度是后闭室蒙皮厚度两倍，因此只需确定后闭室蒙皮厚度。根据玻璃纤维编织布的结构特点，可以初步选择后缘蒙皮厚度为0.5mm-0.8mm

步骤七：确定桨叶后缘条面积