[发明专利]一种无铰式旋翼桨叶模型及其铺层设计方法

说明书

技术领域

本发明属于直升机结构设计领域，具体涉及一种无铰式直升机复合材料旋翼桨叶气弹稳定性模型及其铺层设计方法，可应用于复合材料无铰式直升机旋翼桨叶气弹稳定性设计。

背景技术

旋翼是直升机系统最重要的部件之一，由桨毂和桨叶等结构组成。主要用来产生升力和操作力等，决定了直升机的飞行性能、飞行品质和振动水平。旋翼桨叶的运动极其复杂，除了本身绕桨毂的旋转外，还有挥舞、摆振和变距运动。为了实现三种运动，最初的铰接式直升机旋翼的桨毂上均设置了水平铰、垂直铰和变距铰。后来也有为了取消垂直铰采用了万向接头桨毂和跷跷板式桨毂，来简化旋翼结构。而无铰式则进一步取消了水平铰，仅仅保留了变距铰，并已在多个直升机旋翼系统中采用。虽然现在已出现了无轴承旋翼直升机，但是无铰式直升机仍然是极其重要的一种旋翼结构型式。

直升机旋翼技术的发展得益于复合材料的应用，上世纪60年代德国MBB公司研制成玻璃纤维增强的玻璃钢桨叶和70年代采用的碳纤维增强复合材料使得桨叶寿命从木质材料的600h提高了10倍，甚至是无限寿命（20000h以上）。复合材料不但可以提高旋翼寿命，还能够大大降低制造成本，因此现阶段复合材料已经成为了直升机的主要材料之一。

气弹稳定性是直升机的重要问题之一，由于无铰式直升机旋翼中取消了挥舞铰和摆振铰，仅仅保留了变距铰，使得旋翼桨叶动力学响应更加复杂。复合材料在无铰式直升机旋翼中被广泛采用，因此出现了一些新的问题和现象，而且实际的无铰式旋翼桨叶非常复杂，因此必须建立可靠的气弹稳定性模型。传统的无铰式模型将旋翼桨叶简化为单一柔性梁，并将其对挥舞、摆振和扭转耦合进行近似处理，难以准确得到气弹稳定性。而且复合材料铺层方法会改变旋翼桨叶运动耦合关系，从而改变旋翼气弹稳定性，因此需要建立考虑气弹稳定性的无铰式复合材料旋翼桨叶铺层设计方法。

发明内容

本发明针对目前复合材料无铰式直升机旋翼系统中的气弹稳定性问题，提出了一种无铰式直升机复合材料旋翼桨叶模型及其铺层设计方法。本发明无铰式复合材料旋翼桨叶模型由桨毂、垂直柔性梁、水平柔性梁、主桨叶和变距铰组成。垂直柔性梁直接固定连接在桨毂上，垂直柔性梁和水平柔性梁刚性连接，水平柔性梁则固定连接在主桨叶和垂直柔性梁之间。基于上述的旋翼桨叶模型，本发明还提出了无铰式复合材料旋翼桨叶铺层设计方法，该方法按照如下步骤进行：

第一步，根据直升机旋翼桨叶的具体结构静强度和动强度要求，对垂直柔性梁和水平柔性梁进行初步铺层设计，给出设计空间。

第二步，建立旋翼桨叶气弹稳定性的动力学方程。

对指定桨叶设计参数计算二维截面特性和一维梁，一维梁包括了垂直柔性梁、水平柔性梁和主桨叶。一维梁计算中采用中等变形梁理论，气动力模型采用准定常理论，并通过Hamilton原理得到运动方程。对主桨叶离散为若干个梁单元，，其中垂直柔性梁和水平柔性梁均离散为一个梁单元，梁单元具有2个端节点、3个内节点共20个自由度；对桨叶结构进行有限元离散，然后结合运动方程可得旋翼桨叶的动力学模型；

第三步，进行气弹稳定性求解。消除动力学模型中与时间有关的项，并采用Newton-Raphson方法得到特征指数，即可判断旋翼桨叶的稳定性；

第四步，求解设计空间中的下一个设计点，重复第二步～第三步，直到设计空间的所有设计点均完成计算，即可得到每一种旋翼桨叶铺层设计情况下的特征指数。

第五步，由设计空间N的n个设计点得到对应的n个反映气弹稳定性的特征指数，建立一个气弹稳定性特征指数关于设计点的函数关系，求解此函数。满足特征指数的实部小于0，并且最小时具有旋翼系统具有最佳的气弹稳定性，由此可以得到最佳的气弹稳定性所对应的旋翼桨叶铺层设计方案。

本发明提出的无铰式直升机旋翼气弹稳定性模型及其铺层设计方法，由于考虑了截面面内和面外翘曲，能够较为准确的得到无铰式旋翼桨叶的气弹稳定性。且采用本发明提出的铺层设计方法能够显著提高旋翼桨叶的气弹稳定性。

附图说明

图1是本发明提供的无铰式旋翼桨叶模型示意图；

图2是本发明提供的无铰式旋翼桨叶铺层设计方法流程图；

图3是实施例中气弹稳定性特征指数随铺层角变化趋势图。

图中:

1、桨毂；      2、垂直柔性梁；    3、水平柔性梁；

4、主桨叶；    5、变距铰；        6、内桨叶。

具体实施方式