共轴直升机复合材料桨叶结构设计的方法技术

本发明专利技术一种共轴直升机复合材料桨叶结构设计的方法，它有１０个步骤：步骤一：质量估算；步骤二：桨叶根部离心力计算；步骤三：确定复合材料桨叶结构型式；步骤四：确定桨叶Ｃ型梁剖面面积；步骤五：确定桨叶Ｚ型腹板弦向位置；步骤六：确定桨叶蒙皮厚度；步骤七：确定桨叶后缘条面积；步骤八：调整桨叶弦向重心；步骤九：确定桨尖配重重量；步骤十：循环迭代。该方法抓住了直升机桨叶设计的关键环节，简单易行，科学合理，实践证明，用这套方法设计出的复合材料桨叶，能够满足直升机的使用要求。它为自行设计出符合我国国情的直升机桨叶闯出一条新路。它也可以作为风力发电机桨叶和螺旋桨的内部结构设计的参考。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术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
(二)
技术介绍
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)
技术实现思路
1、 目的本专利技术的目的是为了提供一种，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、 技术方案本专利技术的技术方案是， 一种，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Mjy=60RxC2其中，M」y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。 & =Mjy (2ttw / 60)2 0.5R=0.005483MJyi w2其中，S为桨叶根部离心力，单位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。具体公式如下其中，5;为桨叶C型梁最小剖面面积，单位mm、o"be为无纬带抗拉强度，单位MPa;(—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桨叶后缘面积对步骤八桨叶弦向重心影响较大。可以初选一个面积，然后在步骤八中进行调整。该面积有一个最小面积，以满足桨叶后缘应有足够的刚度。 一般只需确定后缘条宽 度，其面积由翼型后缘形状确定。最小的后缘条宽度一般取弦长的3%。 步骤八调整桨叶弦向重心通过前面七个步骤，初步确定了桨叶内部主要部件的尺寸，其中空隙由泡沫填充。部件 的材料已经选定，所以可以知道它们的密度。根据这些数据可以计算桨叶弦向的重心。因为共轴直升机桨叶外形由翼型确定，所以重心计算需要依靠CAD软件进行。可以选择AutoCAD 或者Catia软件，按照前面设计的尺寸建造模型，加上材料特性，可以比较容易计算出桨叶 剖面重心。通过调整C型梁形状和后缘条面积可以调整桨叶弦向重心。复合材料桨叶剖面设 计很难将桨叶弦向重心调整的太靠前，所以我们一般将剖面重心调整到35%弦线处就可以了。步骤九确定桨尖配重重量一般来说，桨叶沿展向不同位置，其重心的弦向位置是不同的。对于直升机来说，由于 桨叶挥舞运动的作用，越靠桨尖产生的影响越大，所以引入有效重心的概念，它其实是桨叶 重心弦向位置的一个平均值，只是该平均值采用桨叶重心展向位置进行了加权。桨叶有效重 心计算公式为一 t;"^'-W)广一J^J_其中为桨叶的有效重心弦向.相对位置. ^为第i段桨叶重心弦向相对位置R,.为第i段桨叶起始点至桨叶根部距离 R 为桨叶的长度为了防止颤振发生，需要保证桨叶的有效重心在25%以前。 一般在桨尖增加高密度的配 重使桨尖重心远小于25%来达到。高密度配重可以选择铅，或者选择更高密度的钩铁合金。 由于桨叶剖面形状的限制，配重的剖面面积基本确定，下面介绍如何确定配重长度。在初步计算时，可以把桨叶简单分成两段，靠桨叶根部的一段和靠桨叶尖部的一段。桨 叶根部的一段的弦向重心正如步骤八中确定的那样，基本在弦长的35%，桨叶尖部的重心基 本在弦长的12%，而最终确定的有效重心一般在弦长的24%。按照上面的公式，可以计算出配 重长度约为桨叶长度的28%。 步骤十循环迭代按照前面九个步骧，就可以得到初步的共轴直升机复合材料桨叶结构。有了这个结构， 就可以对它进行较仔细的重量计算和强度计算。根据仔细的重量计算，可以得到比步骤一更 准确的桨叶重量，然后再重复步骤二到步骤九，同时参考强度计算的结果，可以对一些设计 参数进行修正。 一般经过两轮的迭代，就可以得到满意的设计结果。3、优点及功效 一种，该方法抓住了共轴直升机桨叶设计的关键环节，简单易行，科学合理，为自行设计出符合我国国情的共轴直升机 桨叶闯出一条新路。 '(四) 附图说明.图l桨叶剖面示意图 图2桨叶平面示意图 图3桨尖剖面示意图图中符号说明如下1 C型梁； 2前泡沫； 3 腹板； 4后泡沫；5蒙皮；6后缘条；7 桨尖配重；8气动调整片。(五) 具体实施例方式见图l、图2、图3所示 一种，该方法具体步 骤如下(以总重350公斤的直升机为例) 歩骤一质量估算桨叶半径为2. 5m，'弦长为0. 17m，可以估算出桨叶质量为 MJy =60X2.5X0.172=4.335 (kg) 歩骤二桨叶根部离心力旋翼转速为600转/分，可以计算出桨叶根部离心力为& =0.005483 X 4,335 X 2.5 X 6002=21391 (N) 歩骤三(同上节) 步骤四确定桨叶C型梁剖面面积Sc=l .5 x 21391/本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种共轴直升机复合材料桨叶结构设计的方法，其特征在于：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×Ｃ↑［２］　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）↑［２］０．５Ｒ＝０．００５４８３Ｍ↓［ｊｙ］Ｒｎ↑［２］　 　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ｍｍ↑［２］；　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...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：王吉东，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：11[中国|北京]