一种无铰式旋翼桨叶模型及其铺层设计方法技术

本发明专利技术公开了一种无铰式旋翼桨叶模型及其铺层设计方法，所述模型由桨毂、垂直柔性梁、水平柔性梁、主桨叶和变距铰组成，铺层设计方法中采用复合材料层数及其铺层角度作为设计变量，首先确定设计空间，然后对设计空间中的每一种设计情况进行气弹稳定性分析，由此得到反映旋翼桨叶气弹稳定性的特征指数的实部关于设计点的函数，通过求解该函数可以得到最佳气弹稳定性设计方案。采用所提出的复合材料旋翼桨叶铺层设计方法能够提高气弹稳定性。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于直升机结构设计领域，具体涉及ー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。
技术介绍
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。而无铰式则进一歩取消了水平铰，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ー种旋翼结构型式。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，因此出现了ー些新的问题和现象，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ー柔性梁，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。
技术实现思路
本专利技术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。本专利技术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，本专利技术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歩，根据直升机旋翼桨叶的具体结构静強度和动强度要求，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。第二歩，建立旋翼桨叶气弹稳定性的动力学方程。对指定桨叶设计參数计算ニ维截面特性和ー维梁，ー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，梁単元具有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，重复第二歩 第三步，直到设计空间的所有设计点均完成计算，即可得到每ー种旋翼桨叶铺层设计情况下的特征指数。第五歩，由设计空间N的η个设计点得到对应的η个反映气弹稳定性的特征指数，建立ー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。 本专利技术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。且采用本专利技术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I是本专利技术提供的无铰式旋翼桨叶模型示意图；图2是本专利技术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I、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。具体实施例方式下面结合附图和实施例对本专利技术提出的进行详细说明。如图I所示，本专利技术首先提供一种无铰式旋翼桨叶模型，该模型由桨毂I、垂直柔性梁2、水平柔性梁3、主桨叶4和变距铰5组成。垂直柔性梁2和水平柔性梁3合称为内桨叶6，垂直柔性梁2直接固定连接在桨毂I上，垂直柔性梁2和水平柔性梁3刚性固定连接,水平柔性梁3固定连接在主桨叶4和垂直柔性梁2之间。水平柔性梁3和垂直柔性梁2采用了复合材料结构，本专利技术提出的铺层设计方法，基于旋翼桨叶模型，主要针对垂直柔性梁2和水平柔性梁3的复合材料结构铺层设计进行，如图2所示，具体实施步骤如下第一歩，根据直升机旋翼桨叶的具体结构静強度和动强度要求，对垂直柔性梁2和水平柔性梁3进行初步铺层设计，给出设计空间为N = (N1N2. . . Nn)其中一共有η个设计点，NiQ = I, 2. . . η)为第i个设计点,其中姆ー个设计点Ni包含了两个设计变量Ui Θ J，即每个设计点包括了每ー层复合材料的厚度も和铺层角度Θ JO第二歩，建立旋翼桨叶气弹稳定性的动力学方程。无铰式旋翼桨叶由ニ维截面模型和ー维梁模型组成，其中ー维梁模型包括了垂直柔性梁2、水平柔性梁3和主桨叶4。ニ维截面为旋翼桨叶的ニ维剖面结构，由ニ维截面模型可以得到截面的刚度矩阵，然后由ー维梁模型得到运动方程，将截面刚度矩阵代入到运动方程中，并进行有限元离散，即可得到旋翼桨叶气弹稳定性的动力学方程，具体步骤如下(I)根据ニ维截面特性模型确定截面刚度矩阵将ー维梁上任意点位移分为三个方向上的自由度，即位移为S = [uvw]To应カ和应变同时考虑了面内和面外两种情况。截面上任一点的位移也分为两部分，即y = [Vg]T，其中V为ニ维截面上任意一点在变形过程中随參考截面引起的位移量，g为与參考截面上对应的面内和面外翘曲位移量。采用有限元方法，即可得到剖面刚度矩阵K。(2)根据ー维梁模型得到运动方程假定桨毂I为刚性，主桨叶4、水平柔性梁3和 垂直柔性梁2基于中等变形梁理论，考虑了桨叶预锥、预掠、预扭和铰偏置的影响，复合材料桨叶满足小应变假设。桨毂固定坐标系、桨毂转动坐标系、桨叶未变形坐标系和变形坐标系来定义各个參数的关系，即可方便的进行坐标转换，以上坐标系均为直升机设计中的常用參考坐标系。应变位移关系可由中等变形梁理论，并考虑剪切和扭转相关的翘曲，运用阶次分析理论得到。应カ应变关系基于小应变假设，采用了各向异性复合材料应カ应变关系，气动カ模型采用了准定常气动力，由Hamilton原理可得运动方程Mq-TCq^Kq = F0其中q为梁单元的节点位移向量，M和C分别为包括了气动カ和惯性カ影响的质量和阻尼矩阵，F为包括所有外力和非线性项影响的外力，K为包括了气动力、惯性カ和结构影响的剖面刚度矩阵，可由结构ニ维剖面特性计算得到。(3)采用有限元方法对桨叶离散，其中垂直柔性梁和水平柔性梁均离散为ー个梁単元，主桨叶离散为若干个梁单元，均采用了具有2个端节点，3个内节点共计20个自由度的梁単元模型。结合有限元方法和运动方程本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种无铰式旋翼桨叶模型，其特征在干由桨毂、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。2.一种无铰式旋翼桨叶铺层设计方法，其特征在干 第一歩，根据直升机旋翼桨叶的结构静強度和动强度要求，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； 第三步，确定气弹稳定性； 第四步，求解设计空间中的下一个设计点，重复第二歩 第三步，直到设计空间的所有设计点的气弹稳定性均完成计算，即得到每ー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η个设计点得到对应的η个反映气弹稳定性的特征指数,建立 ー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O，并且最小时旋翼系统具有最佳的气弹稳定性，由此得到最佳的气弹稳定性所对应的旋翼桨叶铺层设计方案。3.根据权利要求2所述的ー种无铰式旋翼桨叶铺层设计方法，其特征在于所述的建立旋翼桨叶气弹稳定性的动力学方程的具体步骤为 (1)根据ニ维截面特性模型确定截面刚度矩阵将ー维梁上任意点位移分为三个方向上的自由度，即位移为S = [uvw]T，应カ和应变同时考虑面内和面外两种情况；截面上任一...

【专利技术属性】
技术研发人员：向锦武，任毅如，罗漳平，郭俊贤，张亚军，黄明其，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：