專利名稱：一種降低直升機旋翼槳轂振動載荷的方法
技術領域：
本發(fā)明屬于直升機動力學設計領域，具體涉及一種降低直升機槳轂振動載荷的新方法?？梢詰糜跓o鉸式和無軸承直升機復合材料旋翼槳葉設計。
背景技術：
旋翼結構是直升機的關鍵結構部件，其周期性振動是直升機產(chǎn)生振動的根源。降低直升機旋翼的振動水平能夠大大改善乘員的舒適性和系統(tǒng)與設備的功能和安全性能。從直升機誕生到現(xiàn)在，旋翼減振問題始終是直升機設計最重要的問題之一。經(jīng)過幾十年的不斷努力，現(xiàn)代直升機的振動水平已有了明顯的降低。隨著航空工業(yè)不斷發(fā)展，雖然直升機的性能在不斷提升，為了保證其整體效能，各國制定的直升機振動水平標準也在不斷提高，如美國曾提出振動水平不大于O. 05g的要求，但是要使直升機振動水平降低到設計要求還需要更為先進的旋翼系統(tǒng)和設計方法。
直升機減振可以從減小旋翼本身的激振力、減小傳遞到機身的激振力和直接控制或減小機身的振動等三個方面進行結構設計。由于旋翼是直升機振動的根源，降低旋翼的振動水平自然成為了最理想的設計目標。由于旋翼的工作環(huán)境極其復雜，在工程設計中采用較為廣泛的有被動式的吸振和隔振方式，但是這會造成旋翼結構部件的增加和維護費用的上升。因此主動減振技術是直升機減振的重要方面。復合材料在直升機上的應用為旋翼槳葉主動減振設計提供了一個重要的方向，通過復合材料剪裁設計來合理利用揮舞/擺振 /扭轉(zhuǎn)等彈性耦合能夠提高直升機的動穩(wěn)定性，并大大改善旋翼槳葉的振動水平。復合材料旋翼槳葉在直升機旋翼減振設計中具有極其廣闊的應用前景。為了得到先進的直升機旋翼系統(tǒng)，通過復合材料旋翼槳葉的剪裁設計減小旋翼本身的激振力，以達到降低旋翼振動水平的主動減振方法成為了必然的選擇。槳轂是直升機機身最直接與旋翼槳葉連接的結構，并且槳轂載荷是旋翼激振力的重要表現(xiàn)形式，因此降低槳轂載荷是直升機減振設計最常見的目標之一。由于復合材料的出現(xiàn)，使得現(xiàn)代無鉸式和無軸承直升機的減振設計出現(xiàn)了許多新問題和新現(xiàn)象。傳統(tǒng)的針對降低槳轂載荷的優(yōu)化設計方法主要圍繞較為簡單的單盒或雙盒梁截面的簡化旋翼槳葉結構進行，而這種情況下提出的方法難以在實際槳葉設計中采用。因此需要建立一套針對實際槳葉結構的優(yōu)化設計方法。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明針對目前的優(yōu)化設計方法難以模擬實際的直升機旋翼槳葉問題，提出了一種以實際旋翼槳葉為背景，降低旋翼槳轂載荷為目標的優(yōu)化設計方法。該方法用梁模型模擬實際的復合材料旋翼槳葉，該梁模型具有C型翼梁、D型翼盒、前肋、后肋和蒙皮等結構。優(yōu)化模型中的目標函數(shù)為槳轂載荷；旋翼槳葉設計變量包括剖面設計變量(剖面結構型式)、鋪層設計變量(包括復合材料鋪層角度及其厚度)、集中質(zhì)量設計變量(包括集中質(zhì)量及其位置)和槳尖設計變量(包含槳尖后掠角、槳尖起始部位、尖削比和終止位置等);約束函數(shù)為固有頻率、槳葉慣量和氣彈穩(wěn)定性等。本發(fā)明的降低直升機旋翼槳轂振動載荷的方法的主要步驟如下第一步根據(jù)實際的旋翼槳葉結構建立相對應的槳葉優(yōu)化模型；所述的槳葉優(yōu)化模型中的目標函數(shù)為槳轂載荷；旋翼槳葉設計變量包括剖面設計變量、鋪層設計變量、集中質(zhì)量設計變量和槳尖設計變量；約束函數(shù)為固有頻率、槳葉慣量和氣彈穩(wěn)定性等。第二步求解槳葉優(yōu)化模型。第三步輸出槳葉設計參數(shù)，得到最優(yōu)的旋翼槳葉結構模型。采用本發(fā)明提出的降低直升機旋翼槳轂振動載荷的方法，以旋翼槳轂載荷為目標函數(shù)，氣彈穩(wěn)定性等為約束條件，通過旋翼槳葉結構的優(yōu)化，能夠達到降低槳轂振動載荷的目的，更容易在實際旋翼槳葉設計中采用。


圖I是本發(fā)明中采用的直升機旋翼槳葉剖面示意圖；圖2是本發(fā)明中的槳葉剖面相對位置示意圖；圖3是本發(fā)明中采用的槳尖結構示意圖；圖4是本發(fā)明提供的降低直升機旋翼槳轂振動載荷的方法流程圖；圖中I、C型翼梁； 2、D型翼盒； 3、前肋；4、后肋；5、蒙皮6、槳葉；7、槳尖。
具體實施例方式下面結合附圖和實施例對本發(fā)明提出的一種降低直升機旋翼槳轂振動載荷的方法進行詳細說明。本發(fā)明提出的降低直升機旋翼槳轂振動載荷的方法，以實際旋翼槳葉作為設計對象，通過對旋翼槳葉的優(yōu)化設計，達到降低旋翼槳轂振動載荷的目的。如圖I所示，旋翼槳葉主要由C型翼梁1、D型翼盒2、前肋3、后肋4和蒙皮5組成，并按照如下步驟進行優(yōu)化設計，具體如下第一步，建立槳葉優(yōu)化模型。本發(fā)明的目標是降低旋翼槳轂振動載荷，槳轂載荷是旋翼槳葉振動的主要表現(xiàn)形式，因此選取了旋翼槳轂載荷作為目標函數(shù)；設計變量則為剖面設計變量、鋪層設計變量、 集中質(zhì)量設計變量和槳尖設計變量等；為了得到更為準確可靠的減振設計結構，選擇固有頻率、氣彈穩(wěn)定性和槳葉慣量作為約束條件，具體描述如下I)設計變量降低旋翼槳轂振動載荷方法考慮的主要設計變量有剖面、鋪層、集中質(zhì)量、槳尖
坐寸οCa)首先是槳葉翼型典型剖面設計變量，機翼處于如圖I所示的坐標系xoy中，x 軸通過翼型剖面的重心和剛心，坐標原點ο位于機翼最左端，剖面設計變量V1如下所示
V1 = (X1, x2, J2, x3, X1, X2) (O其中Xl，x2, y2和X3為C型翼梁上確定槳葉剖面形狀的設計點坐標，X1和X2為前肋3和后肋4的位置，通過這幾個參數(shù)能夠確定槳葉剖面形狀。如圖2所示，在旋翼槳葉6設計時，選取某些典型剖面作為設計變量，而位于選取的槳葉典型剖面之間各單元的剖面設計變量V由兩端典型剖面的設計變量線性連接得到V= ξν_+(1-ξ)ν. (2)其中V_和V+為典型剖面設計變量，下標和“ + ”分布代表左右兩側(cè)的典型剖面， I為位于兩個典型剖面之間的設計剖面距離左側(cè)典型剖面的無量綱化距離，其值為設計剖面與左側(cè)典型剖面之間的距離與其兩側(cè)典型剖面之間的距離之比。(b)其次是復合材料鋪層設計變量，鋪層設計變量又分為蒙皮鋪層和D型翼盒鋪層兩類，主要考慮鋪層角度和厚度，鋪層設計變量V2如下V2 = ( Θ Θ 2 t2. . . Θ n tn) (3)其中θ ρ Θ 2，. . . θη為各個復合材料鋪層角度A1, t2, . . . tn為各個復合材料鋪層厚度；n為復合材料鋪層層數(shù)。(C)然后是集中質(zhì)量設計變量，在旋翼槳葉設計中有時必須采用集中質(zhì)量塊或配重條，可以采用以下參數(shù)確定V3 = (NB, M1,11,... Ms, Zs, NT, MT1, Z11, Z12. · ·，MTr, Zrl，Zr2) (4)其中NB為質(zhì)量塊個數(shù)，M1……Ms和Z1……Zs分別為各質(zhì)量塊的質(zhì)量和展向部位， 且S = 1，2· · · NB;NT為配重條的個數(shù)，MT1……MTr, Z11……Zrl和Z12……Zr2分別為各配重條的單位長度質(zhì)量和展向的起止位置，且r = 1,2... NT。(d)最后是槳尖設計變量，如圖3所示，槳尖設計變量V4包括了槳尖7后掠角As、 起始部位、尖削比Rt和終止位置ZRT，即V4 = (As, ZAj, Rt, ZRt) (5)2)目標函數(shù)本發(fā)明以直升機旋翼槳轂減振作為設計目標，而槳轂載荷是旋翼振動的主要表現(xiàn)形式。選取了以上的設計變量后，將承受的槳轂力作為目標函數(shù)，槳轂會同時受到槳轂力和力矩的作用，目標函數(shù)可以是如下所示的槳轂力和力矩的組合或者僅僅是槳轂力
權利要求
1.一種降低直升機旋翼槳轂振動載荷的方法，其特征在于所述的方法用梁模型模擬實際的復合材料旋翼槳葉，該梁模型具有C型翼梁、D型翼盒、前肋、后肋和蒙皮結構，主要步驟如下第一步根據(jù)實際的旋翼槳葉結構建立相對應的槳葉優(yōu)化模型；所述的槳葉優(yōu)化模型中的目標函數(shù)為槳轂載荷f (D);旋翼槳葉設計變量包括剖面設計變量、鋪層設計變量、集中質(zhì)量設計變量和槳尖設計變量；約束函數(shù)為固有頻率、槳葉慣量和氣彈穩(wěn)定性；具體如下目標函數(shù)Min (f (D))其中f(D) = Kf[(Fx)2+(Fy)2+(Fz)2] 1/2+KM[ (Mx)2+(My)2+(Mz)2]1/2 或 f(D) =K1FJK2F^K3Fz 固有頻率約束條件
2.根據(jù)權利要求I所述的一種降低直升機旋翼槳轂振動載荷的方法，其特征在于槳葉剖面設計變量采用了如下所示V1設計變量確定，即槳葉在坐標系中的坐標值確定典型剖面，而典型剖面之間的剖面形狀則通過線性連接得到；復合材料鋪層設計變量為鋪層角度和厚度；集中質(zhì)量設計變量為各個質(zhì)量塊的質(zhì)量及其展向位置，配重條的單位長度質(zhì)量及其起始位置；漿尖設計變量包括后掠角、起始部位、尖削比和終止位置；V1 — (X1, X2, y2, X3，X” 父2)其中X1, X2, Y2和X3為C型翼梁上確定槳葉剖面形狀的設計點坐標，X1和X2為前肋和后肋的位置，通過這幾個參數(shù)能夠確定槳葉剖面形狀。
3.根據(jù)權利要求I所述的一種降低直升機旋翼槳轂振動載荷的方法，其特征在于求解槳葉優(yōu)化模型的步驟，具體如下(1)給定原有旋翼槳葉設計方案，作為給定的當前設計方案；(2)計算當前設計方案的二維槳葉剖面特性，首先得到當前槳葉剖面的固有特性參數(shù)， 從而得到槳葉慣量；然后通過求解由哈密爾頓原理建立一維梁的運動方程，得到槳葉固有頻率及其振型；最后計算得到槳葉氣彈響應和穩(wěn)定性；(3)計算目標函數(shù)、約束條件首先由槳葉氣彈響應計算得到槳根部位的力，然后通過坐標變換得到槳轂載荷，約束條件函數(shù)有步驟(2)已得到；(4)采用線性近似方法對目標函數(shù)和約束條件進行近似，并求解近似問題，獲得優(yōu)化解； (5)若得到的優(yōu)化解滿足收斂條件，則結束，否則以得到的優(yōu)化解作為新的設計方案重復(2) (4)步，直到得到 收斂的結果。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種降低直升機旋翼槳轂振動載荷的方法，所提出的方法針對實際復合材料旋翼槳葉，槳葉截面具有C型翼梁、D型翼盒、前肋、后肋和蒙皮等結構，槳葉后端具有槳尖結構。槳葉優(yōu)化設計以槳葉翼型典型剖面參數(shù)、復合材料鋪層、翼尖后掠角和集中質(zhì)量等作為設計變量，槳轂載荷作為目標函數(shù)，并以固有頻率、氣彈穩(wěn)定性和自旋轉(zhuǎn)動慣量作為約束條件建立優(yōu)化模型。優(yōu)化問題求解中使用了分級優(yōu)化策略，并采用了復形法和改進的可行方向法相結合的算法。采用本發(fā)明提出的方法對旋翼槳轂進行減振優(yōu)化設計能夠顯著降低槳轂載荷。
文檔編號G06F17/50GK102722606SQ20121016467
公開日2012年10月10日 申請日期2012年5月24日 優(yōu)先權日2012年5月24日
發(fā)明者任毅如, 向錦武, 張亞軍, 羅漳平, 郭俊賢, 黃明其 申請人:北京航空航天大學