CN107220458A - 一种复合材料桨叶剖面特性计算方法 - Google Patents
一种复合材料桨叶剖面特性计算方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明属于直升机设计领域,具体涉及一种复合材料桨叶剖面特性计算方法。桨叶剖面特性是直升机旋翼动力学计算最基本的原始参数,桨叶剖面特性的准确性是研判直升机旋翼动力学特性好坏的前提,对于旋翼动力学设计至关重要。本发明的复合材料桨叶剖面特性计算方法,根据桨叶结构、翼型理论外形数据和材料数据构建桨叶各剖面的数据文件,对于刚度计算,考虑到复合材料的各向异性性能,采用了模量加权的方法;对于质量计算,采用了有限元的思想。为桨叶动力学分析设计提供准确的基础数据,可以快速、准确计算桨叶剖面特性,并能够快速完成桨叶优化设计,突破旋翼系统动力学设计技术。
Description
技术领域
本发明属于直升机设计领域,具体涉及一种复合材料桨叶剖面特性计算方法。
背景技术
桨叶剖面特性是直升机旋翼动力学计算最基本的原始参数,桨叶剖面特性的准确性是研判直升机旋翼动力学特性好坏的前提,对于旋翼动力学设计至关重要。
目前直升机桨叶剖面特性计算方法主要有两种:
1)采用Euler-Bernoulli梁理论,但是这种方法主要适用于金属桨叶,而且扭转刚度计算不准确;
2)采用有限单元法进行计算,能够充分考虑结构的复杂性,还可以考虑挥摆扭三者间的耦合,但需要人工划分网格,工作量大,周期长。
发明内容
本发明的复合材料桨叶剖面特性计算方法,为桨叶动力学分析设计提供准确的基础数据,可以快速、准确计算桨叶剖面特性,并能够快速完成桨叶优化设计,突破旋翼系统动力学设计技术。
桨叶包括前端的C型梁,中部的Z型梁和后部的Z型梁,在C型梁和中部的Z型梁之间构成Ⅰ壁室,在中部的Z型梁和后部的Z型梁之间构成Ⅱ壁室,在后部的Z型梁到末尾构成Ⅲ壁室。根据桨叶结构、翼型理论外形数据和材料数据构建桨叶各剖面的数据文件,包括:
ρ—剖面各分区的密度,E—剖面各分区的弹性模量,G—剖面各分区的剪切模量。
对于刚度计算,考虑到复合材料的各向异性性能,采用了模量加权的方法;对于质量计算,采用了有限元的思想。
计算公式如下:
线密度:
质心偏置:
张力中心偏置:
拉伸刚度:EA=∫∫AE·dA (4)
挥舞刚度:EIy=∫∫AE·(Z-ZT)2dA (5)
摆振刚度:EIz=∫∫AE·(Y-YT)2dA (6)
挥摆耦合刚度:EIyz=∫∫AE·(Y-YT)·(Z-ZT)dA (7)
挥舞惯量:PIy=∫∫Aρ·(Z-ZT)2dA (8)
摆振惯量:PIz=∫∫Aρ·(Y-YT)2dA (9)
对于扭转刚度采用的是多壁室的方法来求解,计算公式如下:
MT=q1*Ω1+q2*Ω2+q3*Ω3 (13)
令
则上述(10)-(12)三式改写成
其中:q1—Ⅰ壁室内部的常剪流,q2—Ⅱ壁室内部的常剪流,
q3—Ⅲ壁室内部的常剪流,θ—扭转角,Ω1—Ⅰ壁室总面积的二倍,Ω2—Ⅱ壁室总面积的二倍,Ω3—Ⅲ壁室总面积的二倍,A11—对Ⅰ壁室总环路的线积分,A22—对Ⅱ壁室总环路的线积分,A33—对Ⅲ壁室总环路的线积分,A12—对Ⅰ、Ⅱ壁室之间壁板的线积分,A23—对Ⅱ、Ⅲ壁室之间壁板的线积分,MT—对壁室施加的扭矩,Y—分区在截面上Y方向的坐标,Z—分区在截面上Z方向的坐标
联立上述(13)—(17)式,得到
扭转刚度GJ=Ω1*Ψ1+Ω2*Ψ2+Ω3*Ψ3 (21)
有益效果:
1)应用本发明提出的方法得到计算结果,相对现有技术而言,精度提高20%,效率成倍的提高。2)应用本发明得到的计算分析结果可直接用于直升机旋翼系统桨叶设计,优化以及动力学设计分析。3)已应用到型号研制中,节约大量的科研周期。
附图说明
图1为桨叶截面示意图。
具体实施方式
对H425型机主桨叶剖面特性进行了计算,该桨叶包括前端的C型梁1,中部的Z型梁2和后部的Z型梁3,在C型梁和中部的Z型梁之间构成Ⅰ壁室4,在中部的Z型梁和后部的Z型梁之间构成Ⅱ壁室5,在后部的Z型梁到末尾构成Ⅲ壁室6,给出计算结果,并与试验数据进行了对比。
1)准备桨叶数据文件;
2)根据剖面特性计算公式计算:
线密度:
质心偏置:
张力中心偏置:
拉伸刚度:EA=∫∫AE·dA (4)
挥舞刚度:EIy=∫∫AE·(Z-ZT)2dA (5)
摆振刚度:EIz=∫∫AE·(Y-YT)2dA (6)
挥摆耦合刚度:EIyz=∫∫AE·(Y-YT)·(Z-ZT)dA (7)
挥舞惯量:PIy=∫∫Aρ·(Z-ZT)2dA (8)
摆振惯量:PIz=∫∫Aρ·(Y-YT)2dA (9)
对于扭转刚度采用的是多壁室的方法来求解,计算公式如下:
MT=q1*Ω1+q2*Ω2+q3*Ω3 (13)
令
则上述(10)-(12)三式改写成
其中:q1—Ⅰ壁室内部的常剪流,q2—Ⅱ壁室内部的常剪流, q3—Ⅲ壁室内部的常剪流,θ—扭转角,Ω1—Ⅰ壁室总面积的二倍,Ω2—Ⅱ壁室总面积的二倍,Ω3—Ⅲ壁室总面积的二倍,A11—对Ⅰ壁室总环路的线积分,A22—对Ⅱ壁室总环路的线积分,A33—对Ⅲ壁室总环路的线积分,A12—对Ⅰ、Ⅱ壁室之间壁板的线积分,A23—对Ⅱ、Ⅲ壁室之间壁板的线积分,MT—对壁室施加的扭矩,Y—分区在截面上Y方向的坐标,Z—分区在截面上Z方向的坐标
联立上述(13)—(17)式,得到
扭转刚度GJ=Ω1*Ψ1+Ω2*Ψ2+Ω3*Ψ3 (21)
3)运行编制的FORTRAN的程序,得到计算结果。
H425型直升机主桨叶翼型配置如下:
ref1000~ref3690:布置为OA212翼型
ref3690~ref4566:布置为OA212翼型和OA209翼型过渡剖面
ref4566:布置为OA209翼型
ref4566~ref5150:布置为OA209翼型和OA207翼型过渡剖面
桨尖剖面:布置为OA207翼型
附表1
。
Claims (1)
1.一种复合材料桨叶剖面特性计算方法,该桨叶包括前端的C型梁(1),中部的Z型梁(2)和后部的Z型梁(3),在C型梁和中部的Z型梁之间构成Ⅰ壁室(4),在中部的Z型梁和后部的Z型梁之间构成Ⅱ壁室(5),在后部的Z型梁到末尾构成Ⅲ壁室(6),其特征在于:该方法根据桨叶结构、翼型理论外形数据和材料数据构建桨叶各剖面的数据文件,包括:
ρ—剖面各分区的密度,E—剖面各分区的弹性模量,G—剖面各分区的剪切模量;
通过以下公式进行计算
线密度:M=∫∫AρdA (1)
质心偏置:
张力中心偏置:
拉伸刚度:EA=∫∫AE·dA (4)
挥舞刚度:EIy=∫∫AE·(Z-ZT)2dA (5)
摆振刚度:EIz=∫∫AE·(Y-YT)2dA (6)
挥摆耦合刚度:EIyz=∫∫AE·(Y-YT)·(Z-ZT)dA (7)
挥舞惯量:PIy=∫∫Aρ·(Z-ZT)2dA (8)
摆振惯量:PIz=∫∫Aρ·(Y-YT)2dA (9)
对于扭转刚度,计算公式如下:
MT=q1*Ω1+q2*Ω2+q3*Ω3 (13)
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其中:q1—Ⅰ壁室内部的常剪流,q2—Ⅱ壁室内部的常剪流,q3—Ⅲ壁室内部的常剪流,θ—扭转角,Ω1—Ⅰ壁室总面积的二倍,Ω2—Ⅱ壁室总面积的二倍,Ω3—Ⅲ壁室总面积的二倍,A11—对Ⅰ壁室总环路的线积分,A22—对Ⅱ壁室总环路的线积分,A33—对Ⅲ壁室总环路的线积分,A12—对Ⅰ、Ⅱ壁室之间壁板的线积分,A23—对Ⅱ、Ⅲ壁室之间壁板的线积分,MT—对壁室施加的扭矩,Y—分区在截面上Y方向的坐标,Z—分区在截面上Z方向的坐标
联立上述(13)—(17)式,得到
<mrow>
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扭转刚度GJ=Ω1*Ψ1+Ω2*Ψ2+Ω3*Ψ3 (21)。
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Legal Events
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PB01 | Publication | ||
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SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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GR01 | Patent grant | ||
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