CN102663195A - 一种降低旋翼桨叶振动和动应力水平的设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种降低旋翼桨叶振动和动应力水平的设计方法，属于直升机技术领域。本发明首先根据直升机旋翼桨叶提取设计变量，根据直升机旋翼强度要求确定设计变量的上限和下限；然后以直升机旋翼桨叶振动水平指数作为目标函数，旋翼桨叶的振型节点位置要求为约束函数，建立降低直升机旋翼桨叶振动和动应力水平的桨叶优化设计模型；最后对得到的桨叶优化设计模型进行求解，输出桨叶设计参数，得到桨叶振动水平指数。通过本发明提出的振动水平指数设计的桨叶能够明显降低桨根切力，减小直升机响应振动水平。本发明提出的设计方法加入了固有频率和振型节点的要求，因此通过此优化设计方法得到的桨叶还能够改善桨叶的疲劳状况。

Description

一种降低旋翼桨叶振动和动应力水平的设计方法

技术领域

本发明属于直升机技术领域，具体涉及一种降低直升机旋翼桨叶振动和动应力水平的设计方法，可用于直升机低振动和动应力水平旋翼桨叶的设计。

背景技术

旋翼是直升机上最为关键部件，并为直升机提供升力、推力和操作。而由于旋翼的周期性运动，使得直升机出现了严重的振动问题。乘员舒适性与任务工作效能、机体与构件的疲劳寿命、机上系统与设备的功能与可靠性和维护费用等均会受到振动的巨大影响。此外，振动还会限制直升机前飞速度与机动性能等。因此减振是进行直升机设计时需要考虑的重要问题之一。为了保障直升机的整体性能，各国航空组织对其减振的要求也越来越高，减振技术也成为了直升机设计的重点和难点问题。直升机减振技术的研究主要集中在三个方面，首先是控制和减小机身结构的振动；其次是减小旋翼传递到机身结构上的激振力；最后是控制旋翼本身的激振力，由于旋翼是直升机产生振动问题的根源，所以降低旋翼本身的激振力是减振最理想的目标。

如何降低旋翼的激振力是一个极其复杂的问题，从80年代开始，各国学者对此开展了大量的研究，并得到了桨叶动力学调频、桨叶模态优化和极小化浆毂载荷等方法。在这些方法中大部分都围绕在旋翼桨叶设计中如何降低浆毂切力和力矩进行。通过研究表明合理选择频率和阵型能够使根切力减小20％-40％，但是到目前为止，仍然难以得到一个同时考虑挥舞、摆振和扭转及其耦合运动的结构动力学模型和一个能够准确模拟复杂空气动力环境的气动模型，因此还无法在实际桨叶设计中应用。考虑到固有频率是桨叶的特有属性，并不涉及到气动力和桨叶振型，因此大量研究从如何避免共振的角度，通过合理控制桨叶的固有频率以达到减振的目的，并且已经成为了目前重要的设计准则，但是在一般情况下固有频率控制不能有效的控制浆毂力大小，也就无法有效的达到减振和降低动应力水平的目的。

发明内容

本发明针对现有直升机减振设计方法的不足，考虑到直升机旋翼桨叶减振和降低动应力水平问题的复杂性，直接从工程应用的角度，引入了振动水平指数和振型节点位置控制等方法，提出了在桨叶外形参数和浆毂型式确定情况下降低直升机振动和动应力水平的设计方法。应用此方法设计桨叶展向质量和刚度分布，不但使桨根交变切力最小，达到降低直升机振动水平的目的，还能够控制动应力大小改善桨叶疲劳情况。

本发明的技术解决方案：一种降低旋翼桨叶振动和动应力水平的设计方法，通过如下步骤实现：

(1)根据直升机旋翼桨叶提取设计变量，包括桨叶沿展向的质量和刚度分布，根据直升机旋翼强度要求确定设计变量的上限和下限；

(2)以本发明提出的直升机旋翼桨叶振动水平指数作为目标函数，旋翼桨叶的振型节点位置要求为约束函数，建立降低直升机旋翼桨叶振动和动应力水平的桨叶优化设计模型；

(3)对得到的桨叶优化设计模型进行求解，输出桨叶设计参数，得到桨叶振动水平指数。

本发明的特别之处在于基于工程应用的目的提出了振动水平指数，并且在采用此指数对旋翼桨叶进行减振设计的同时，还考虑了振型节点位置的要求，从而建立了一套新的低振动和动应力水平旋翼桨叶的优化设计方法。这样就可以达到既能降低桨根切力，减小直升机旋翼的振动水平，又能改善疲劳状况的目的。

本发明的优点在于：

(1)通过本发明提出的振动水平指数设计的桨叶能够明显降低桨根切力，减小直升机响应振动水平。

(2)本发明提出的设计方法加入了振型节点位置的要求，因此通过此优化设计方法得到的桨叶还能够改善桨叶的疲劳状况。

附图说明

图1是本发明的降低直升机旋翼振动和动应力水平设计方法流程图；

图2是原始桨叶和本发明设计桨叶的振型节点位置对比示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明提供的设计方法进行详细说明。

如图1所示为本发明的降低旋翼桨叶振动和动应力水平设计方法流程图，具体设计步骤如下：

第一步，提取直升机旋翼桨叶的设计变量，包括桨叶沿展向的质量和刚度分布，根据直升机旋翼桨叶的强度要求确定设计变量的上限和下限。

第二步，以直升机旋翼桨叶振动水平指数作为目标函数，旋翼桨叶的振型节点位置要求为约束函数，建立降低直升机旋翼桨叶振动和动应力水平的桨叶优化设计模型。

本发明在低振动旋翼动力学优化设计方法中，首次提出并采用了振动水平指数做为目标函数，并以此指数为目标函数，振型节点位置作为约束函数建立了一套新的降低旋翼振动和动应力水平的设计方法。下面对本发明提出的旋翼桨叶的优化设计方法中的目标函数和约束函数进行详细说明。

(1)本发明采用了反映直升机旋翼振动水平的振动水平指数作为目标函数。旋翼桨叶中，各阶气动力在桨根位置均会引起桨根切力，为了达到降低旋翼桨叶振动水平的目的，必须减小kΩ谐波气动力所引起的桨根切力分量值。要得到根切力大小，首先必须知道气动力的情况，此处的核心思想是通过模态参数近似表示广义气动力，进而推导出一个新的衡量旋翼桨叶振动的参数。首先得到各阶气动力引起的桨根切力，在桨叶外形参数和浆毂形式确定的情况下，kΩ谐波气动力中的第i阶广义气动力F_i与模态参数可以采用近似的正比例关系表示，即下式：

其中，r为桨叶的展向距离，

是桨叶的第i阶固有振型。

得到气动力之后，通过叠加的方法可以得到kΩ谐波气动力分量引起的桨根切力分量的近似比例，采用振动水平指数V_index来定义，其数学模型如下：

其中模态阻尼比：

模态质量M_i的表达式为：

式中ω_i为第i阶固有圆频率，为固有频率的2π倍，

是桨叶的第i阶固有振型，m为桨叶质量，R为旋翼桨盘半径，r为桨叶的展向距离，Ω为旋翼转速，n为所用模态阶数，k为谐波气动力阶数，ρ为空气密度，c为桨叶弦长，a为桨叶二元升力线的斜率。

通过此振动水平指数V_index，使得旋翼振动水平成为了模态参数的函数，并取决于桨叶的模态参数。通过引入振动水平指数，在进行低振动水平桨叶设计过程中除了调整固有圆频率和模态阻尼比，还可以通过改变固有振型减小广义气动力。而展向质量和刚度分布的设计参数等会直接影响旋翼桨叶的固有振型，因此通过调整设计参数能够改变振型并减小气动力，从而达到降低振动水平的目的。

(2)桨叶优化设计模型中采用了振型节点位置要求作为约束函数，固有频率及固有振型是桨叶结构的固有属性，当激振力频率与桨叶结构固有频率接近时，结构振动达到最大值。而振型节点位置是结构动力学设计中的重要内容，通过调整振型节点位置能够有效降低振动水平，改善疲劳状况。在桨叶优化设计模型中采用了振型节点位置作为约束函数，以改善旋翼桨叶的疲劳状况。如图2为振型节点位置示意图，O为原点位置，P为原始桨叶第i阶振型节点位置，P′为设计要求的第i阶振型节点位置，原始桨叶振型节点位置P与原点O之间的距离为

而设计要求的第i阶振型节点位置P′与原点O之间的距离为

则满足设计要求时，两者之间的距离d_i应该满足下式：

$d_i=|X_i^u-X_i^o|<\mathrm{\&epsiv;}$

式中ε为设计要求的设计误差，当两者之间的距离d_i小于设计误差时，可以认为满足设计要求。

根据以上的设计参数、目标函数和约束函数得到的优化模型如下：

目标函数：

振型节点位置约束函数： $d_i=|X_i^u-X_i^o|<\mathrm{\&epsiv;},(i=\mathrm{1,2,3}......s)$

质量约束函数： $W\left(\stackrel{\&OverBar;}{D}\right)\&le;W_0$

自旋惯量约束函数： $I\left(\stackrel{\&OverBar;}{D}\right)\&GreaterEqual;{\mathrm{cI}}_0$

设计变量约束函数： $D_i^L\&le;D_i\&le;D_i^u,(i=\mathrm{1,2,3}......n)$

其中为目标函数，即振动水平指数；d_i＜ε为振型节点位置要求约束，s为考虑的模态振型的阶数；

为设计变量，即展向质量和刚度分布；

为质量约束函数，即桨叶总质量不得大于原始桨叶的总质量W₀；

为自旋惯量约束函数，即自旋惯量不得小于原始桨叶自旋惯量值I₀的c倍，c可以根据设计需要而定；最后为设计变量约束函数D_i，通过强度要求可以得到设计变量上限

和下限

第三步，对上述得到的桨叶优化设计模型进行求解，即可得到满足设计要求的桨叶结构，输出桨叶设计参数，得到桨叶振动水平指数。即得到了能够同时降低旋翼桨叶振动和动应力水平的桨叶结构。其中，求解方法可以采用基于灵敏度分析的优化设计方法，也可以采用现有的任何其它方法来求解。

实施例

本例中针对一种铰接式复合材料旋翼桨叶采用本发明提出的降低旋翼桨叶振动和动应力水平的优化设计方法进行设计。所采用的旋翼中共有4片桨叶，直径D＝2m，水平铰外伸量L_sp＝0.0495m，无几何扭转，转速Ω＝800r/min，翼型为NACA0015。这里将本发明提出来的设计方法与其他设计得到的桨叶振动水平进行对比分析，能够更好的反映出本发明的设计方法的有效性。除了本发明提出的方法之外，还考虑了控制固有频率、控制挥舞一阶振型节点位置和最小垂直切力振动水平指数三种设计方法。桨叶沿展向的质量和刚度分布设计变量的设计区间为初始值的75％到250％，自旋惯量约束中c取为90％。由此得到的原始桨叶及满足各种设计要求时桨叶前四阶挥舞频率及相应的垂直切力的振动水平指数。

表1各设计情况下的桨叶振动水平指数比较

由表1可知，采用振动水平指数方法和本发明提出设计方法所得到桨叶前四阶模态的振动水平有较大程度的下降。比较振动水平指数方法和本发明的设计方法可以发现，尽管本发明提出的设计方法得到第四阶模态的振动水平指数较采用振动水平指数方法得到的结果要大，但是前三阶均有明显的降低，因此本发明方法明显优于其它三种方法。通过验证，采用本发明提出方法设计的桨叶能够使桨根切力幅值降低约20％，而单纯的频率设计方法则没有改进。此外由于本发明的方法还控制了振型节点位置，由此设计得到的桨叶还能改善疲劳状况。

Claims (2)

1.一种降低旋翼桨叶振动和动应力水平的设计方法，其特征在于：

(1)根据直升机旋翼桨叶提取设计变量，包括桨叶沿展向的质量和刚度分布，根据直升机旋翼强度要求确定设计变量的上限和下限；

(2)以本发明提出的直升机旋翼桨叶振动水平指数作为目标函数，旋翼桨叶的振型节点位置要求为约束函数，建立降低直升机旋翼桨叶振动和动应力水平的桨叶优化设计模型；

所述的桨叶优化设计模型如下：

目标函数：

振型节点位置约束函数： $d_i=|X_i^u-X_i^o|<\mathrm{\&epsiv;},(i=\mathrm{1,2,3}......s);$

质量约束函数： $W\left(\stackrel{\&OverBar;}{D}\right)\&le;W_0;$

自旋惯量约束函数： $I\left(\stackrel{\&OverBar;}{D}\right)\&GreaterEqual;{\mathrm{cI}}_0;$

设计变量约束函数： $D_i^L\&le;D_i\&le;D_i^u,(i=\mathrm{1,2,3}......n);$

其中

为目标函数，即振动水平指数；d_i＜ε为振型节点位置要求约束，s为考虑的模态振型的阶数；

为设计变量，即展向质量和刚度分布；

为质量约束函数，即桨叶总质量不得大于原始桨叶的总质量W₀；为自旋惯量约束函数，即自旋惯量不得小于原始桨叶自旋惯量值I₀的c倍，c根据设计需要而定；最后为设计变量约束函数D_i，通过强度要求得到设计变量上限

和下限

(3)对得到的桨叶优化设计模型进行求解，输出桨叶设计参数，得到桨叶振动水平指数。

2.根据权利要求1所述的一种降低旋翼桨叶振动和动应力水平的设计方法，其特征在于：

所述的振动水平指数V_index如下：

其中模态阻尼比：

模态质量M_i的表达式为：

式中ω_i为第i阶固有圆频率，是桨叶的第i阶固有振型，m为桨叶质量，R为旋翼桨盘半径，r为桨叶的展向距离，Ω为旋翼转速，n为所用模态阶数，k为谐波气动力阶数，ρ为空气密度，c为桨叶弦长，a为桨叶二元升力线的斜率。

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