CN111950076B - 一种降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法 - Google Patents

一种降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法，基于计算流体模型软件计算各阶模态的广义气动力，采用直升机旋翼桨叶的复合材料铺层角度和厚度作为设计变量，以直升机旋翼桨叶的振动水平指数为目标函数，以直升机旋翼桨叶的振型节点位置、质量、自旋惯量要求为约束函数，建立降低直升机旋翼桨叶振动和动应力水平的优化模型，基于灵敏度分析优化和全局优化的优化设计方法对优化模型求解，得到桨叶振动水平指数，输出优化后的桨叶设计变量。与现有方法中旋翼气动力模型不够准确，不能精确模拟旋翼的复杂空气动力环境相比，本发明基于降阶模型建立复合材料旋翼的气动力降阶模型的状态空间模型更加精确，可有效降低旋翼桨叶的动应力水平。

Description

一种降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法
技术领域
本发明涉及直升机技术领域，尤其涉及一种降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法。
背景技术
复合材料旋翼是直升机的关键部件，为直升机提供升力、推力以及操纵。旋翼的周期性运动，会使直升机产生严重的振动问题，不仅对直升机的使用寿命、机组成员的乘坐舒适度和任务效能产生巨大的影响，还会限制其前飞速度以及机动性能。因此，直升机减振是进行直升机设计需要考虑的重要问题之一。
目前，对于直升机减振的研究主要集中在三个方面：减小机身的振动、减小旋翼传递到机身结构的振动以及控制旋翼本身的动应力。由于旋翼是直升机振动的根源，因此，降低旋翼的动应力是直升机减振首要考虑的问题。
现有对于降低旋翼动应力的研究主要集中在桨叶动力学调频、桨叶模态优化以及极小化浆毂载荷等方法的研究。上述方法中旋翼的气动力模型不够准确，不能精确模拟旋翼的复杂空气动力环境，因此，无法有效地达到降低旋翼动应力水平的目的。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法，用以降低复合材料旋翼动应力水平，降低浆毂载荷。
因此，本发明提供了一种降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法，包括如下步骤：
S1：基于有限元方法计算降低直升机旋翼桨叶振动和动应力水平的桨叶初始设计模型的结构模态；
S2：基于计算流体模型软件和计算得到的桨叶初始设计模型的结构模态，以各阶模态振型广义位移为输入，计算各阶模态对应的广义气动力；
S3：基于计算得到的各阶模态对应的广义气动力，以直升机旋翼桨叶的振动水平指数为目标函数，以直升机旋翼桨叶的振型节点位置、质量、自旋惯量要求为约束函数，以直升机旋翼桨叶的复合材料铺层角度和厚度为设计变量，根据直升机旋翼强度要求确定所述设计变量的上限和下限，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；
S4：对建立的桨叶优化设计模型进行求解，得到桨叶振动水平指数，输出优化后的桨叶设计变量。
在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法中，步骤S2，基于计算流体模型软件和计算得到的桨叶初始设计模型的结构模态，以各阶模态振型广义位移为输入，计算各阶模态对应的广义气动力，具体包括：
基于滤波白噪声建立各阶模态振型广义位移输入，基于计算流体力学软件计算各阶模态对应的广义气动力，基于外输入自回归模型得到气动力降阶模型的状态空间模型：
Figure BDA0002578647360000021
其中，下标A表示气动力降阶模型，xA(j)表示气动力降阶模型的状态空间模型第k时间步的状态变量，xA(j+1)表示气动力降阶模型的状态空间模型第k+1时间步的状态变量，AA、BA、CA、DA分别表示气动降阶模型的状态空间模型A、B、C、D矩阵，yA(j)表示第j时间步的广义气动力，uA(j)表示第j时间步的位移输入；基于所述状态空间模型，得到各阶模态的kΩ谐波气动力。
在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法中，步骤S3，基于计算得到的各阶模态对应的广义气动力，以直升机旋翼桨叶的振动水平指数为目标函数，以直升机旋翼桨叶的振型节点位置、质量、自旋惯量要求为约束函数，以直升机旋翼桨叶的复合材料铺层角度和厚度为设计变量，根据直升机旋翼强度要求确定所述设计变量的上限和下限，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，具体包括：
基于计算得到的各阶模态对应的广义气动力，通过叠加的方法得到kΩ谐波气动力分量引起的桨根切力分量的近似比例，采用振动水平指数来定义目标函数，振动水平指数的数学模型如下：
Figure BDA0002578647360000031
Figure BDA0002578647360000032
Figure BDA0002578647360000033
其中，i表示第i阶模态；z表示所用模态阶数；Fik表示kΩ谐波气动力中的第i阶广义气动力，通过气动力降阶模型得到；Mi表示模态质量；k表示谐波气动力阶数；Ω表示旋翼转速；ωi表示第i阶固有频率，为固有频率的2π倍；ζFi表示模态阻尼比；ρ表示空气密度；a表示桨叶二元升力线的斜率；c表示桨叶弦长；R表示旋翼桨盘半径；r表示桨叶的展向距离；
Figure BDA0002578647360000039
表示桨叶的第i阶固有振型；m表示桨叶质量；
以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，则原始桨叶第i阶振型节点位置P与原点位置O之间的距离为
Figure BDA0002578647360000034
设计要求的第i阶振型节点位置P’与原点位置O之间的距离为
Figure BDA0002578647360000035
则满足设计要求时，
Figure BDA0002578647360000036
与
Figure BDA0002578647360000037
之间的距离di应满足：
Figure BDA0002578647360000038
其中，ε表示设计要求的设计误差，p表示考虑模态的模态振型的阶数；
得到优化模型如下：
目标函数：min(J(D))；
振型节点位置约束函数：
Figure BDA0002578647360000041
质量约束函数：W(D)≤W0；
自旋惯量约束函数：I(D)≤eI0；
设计变量约束函数：
Figure BDA0002578647360000042
其中，J(D)表示振动水平指数；D表示设计变量复合材料铺层角度和厚度；W(D)表示质量约束函数，W0表示原始桨叶的总质量；I(D)表示自旋惯量约束函数，I0表示原始桨叶自旋惯量值，e表示约束的系数，Dv表示第v个设计变量，Dv l表示第v个设计变量的下限，Dv u表示第v个设计变量的上限，N表示设计变量的个数。
在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法中，步骤S4，对建立的桨叶优化设计模型进行求解，得到桨叶振动水平指数，输出优化后的桨叶设计变量，具体包括：
采用基于灵敏度分析优化和全局优化的优化设计方法，对建立的桨叶优化设计模型进行求解，得到桨叶振动水平指数，输出优化后的桨叶设计变量。
本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法，基于计算流体模型软件计算各阶模态对应的广义气动力，采用直升机旋翼桨叶的复合材料铺层角度和厚度作为设计变量，以直升机旋翼桨叶的振动水平指数作为目标函数，以直升机旋翼桨叶的振型节点位置、质量、自旋惯量要求为约束函数，建立降低直升机旋翼桨叶振动和动应力水平的优化模型，最后基于灵敏度分析优化和全局优化对得到的优化模型进行求解，输出优化后的桨叶设计变量，得到桨叶振动水平指数。与现有方法中旋翼的气动力模型不够准确，不能精确模拟旋翼的复杂空气动力环境相比，本发明基于降阶模型建立复合材料旋翼的气动力降阶模型的状态空间模型更加精确，可更有效地降低旋翼桨叶的动应力水平。本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法可用于直升机低动应力水平复合材料旋翼桨叶的设计。
附图说明
图1为本发明提供的一种降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法的流程图；
图2为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
下面将结合本发明实施方式中的附图，对本发明实施方式中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施方式仅仅是作为例示，并非用于限制本发明。
本发明提供的一种降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法，如图1所示，包括如下步骤：
S1：基于有限元方法计算降低直升机旋翼桨叶振动和动应力水平的桨叶初始设计模型的结构模态；
S2：基于计算流体模型软件和计算得到的桨叶初始设计模型的结构模态，以各阶模态振型广义位移为输入，计算各阶模态对应的广义气动力；
S3：基于计算得到的各阶模态对应的广义气动力，以直升机旋翼桨叶的振动水平指数为目标函数，以直升机旋翼桨叶的振型节点位置、质量、自旋惯量要求为约束函数，以直升机旋翼桨叶的复合材料铺层角度和厚度为设计变量，根据直升机旋翼强度要求确定设计变量的上限和下限，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；
S4：对建立的桨叶优化设计模型进行求解，得到桨叶振动水平指数，输出优化后的桨叶设计变量。
本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法，针对现有的直升机减振设计方法的不足，基于降阶模型建立复合材料旋翼的气动力降阶模型的状态空间模型，引入振动水平指数和振型节点位置控制，提出在桨叶外形参数确定情况下降低直升机动应力水平的设计方法。
在具体实施时，在本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法中，步骤S2，基于计算流体模型软件和计算得到的桨叶初始设计模型的结构模态，以各阶模态振型广义位移为输入，计算各阶模态对应的广义气动力，具体包括：
基于滤波白噪声建立各阶模态振型广义位移输入，基于计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)软件计算各阶模态对应的广义气动力，基于外输入自回归模型(autoregressive with exogenous model,ARX)得到气动力降阶模型的状态空间模型：
Figure BDA0002578647360000061
其中，下标A表示气动力降阶模型，xA(j)表示气动力降阶模型的状态空间模型第k时间步的状态变量，xA(j+1)表示气动力降阶模型的状态空间模型第k+1时间步的状态变量，AA、BA、CA、DA分别表示气动降阶模型的状态空间模型A、B、C、D矩阵，yA(j)表示第j时间步的广义气动力，uA(j)表示第j时间步的位移输入；基于状态空间模型，得到各阶模态的kΩ谐波气动力。与现有的方法中旋翼的气动力模型不够准确，不能精确模拟旋翼的复杂空气动力环境相比，本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法，基于气动力降阶模型的状态空间模型的气动力模型相对精确。
在具体实施时，在本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法中，当设计变量发生变化时，结构模态也会发生变化，以初始设计模型的结构模态为基本向量基，通过最小二乘法，可以将新的设计模型的结构模态用初始设计模型的结构模态线性标出，从而得到新的设计模型的结构模态下的各阶模态的气动力。
在具体实施时，在本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法中，步骤S3，基于计算得到的各阶模态对应的广义气动力，以直升机旋翼桨叶的振动水平指数为目标函数，以直升机旋翼桨叶的振型节点位置、质量、自旋惯量要求为约束函数，以直升机旋翼桨叶的复合材料铺层角度和厚度为设计变量，根据直升机旋翼强度要求确定设计变量的上限和下限，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，具体包括：
基于计算得到的各阶模态对应的广义气动力，通过叠加的方法得到kΩ谐波气动力分量引起的桨根切力分量的近似比例，采用振动水平指数来定义目标函数，振动水平指数的数学模型如下：
Figure BDA0002578647360000071
Figure BDA0002578647360000072
Figure BDA0002578647360000073
其中，i表示第i阶模态；z表示所用模态阶数；Fik表示kΩ谐波气动力中的第i阶广义气动力，通过气动力降阶模型得到；Mi表示模态质量；k表示谐波气动力阶数；Ω表示旋翼转速；ωi表示第i阶固有频率，为固有频率的2π倍；ζFi表示模态阻尼比；ρ表示空气密度；a表示桨叶二元升力线的斜率；c表示桨叶弦长；R表示旋翼桨盘半径；r表示桨叶的展向距离；
Figure BDA00025786473600000710
表示桨叶的第i阶固有振型；m表示桨叶质量；
如图2所示，以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，则原始桨叶第i阶振型节点位置P与原点位置O之间的距离为
Figure BDA00025786473600000711
设计要求的第i阶振型节点位置P’与原点位置O之间的距离为
Figure BDA0002578647360000074
则满足设计要求时，
Figure BDA0002578647360000075
与
Figure BDA0002578647360000076
之间的距离di应满足：
Figure BDA0002578647360000077
其中，ε表示设计要求的设计误差，当
Figure BDA0002578647360000078
与
Figure BDA0002578647360000079
之间的距离di小于设计误差ε时，可以认为满足设计要求；p表示考虑模态的模态振型的阶数；
得到优化模型如下：
目标函数：min(J(D))；
振型节点位置约束函数：
Figure BDA0002578647360000081
质量约束函数：W(D)≤W0；
自旋惯量约束函数：I(D)≤eI0；
设计变量约束函数：
Figure BDA0002578647360000082
其中，J(D)表示振动水平指数；D表示设计变量复合材料铺层角度和厚度；W(D)表示质量约束函数，W0表示原始桨叶的总质量；I(D)表示自旋惯量约束函数，I0表示原始桨叶自旋惯量值，e表示约束的系数，Dv表示第v个设计变量，
Figure BDA0002578647360000083
表示第v个设计变量的下限，
Figure BDA0002578647360000084
表示第v个设计变量的上限，N表示设计变量的个数。在桨叶优化设计模型中，采用振型节点位置作为约束函数，可以降低复合材料旋翼动应力水平，降低浆毂载荷，改善旋翼桨叶的疲劳状况。
在具体实施时，在本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法中，步骤S4，对建立的桨叶优化设计模型进行求解，得到桨叶振动水平指数，输出优化后的桨叶设计变量，具体包括：
采用基于灵敏度分析优化和全局优化的优化设计方法，对建立的桨叶优化设计模型进行求解，得到桨叶振动水平指数，输出优化后的桨叶设计变量，即可得到满足设计要求的桨叶结构，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。需要说明的是，求解方法并非局限于基于灵敏度分析的优化设计方法这一种，也可以采用其它类似的求解方法，在此不做限定。
下面通过一个具体的实施例对本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法的具体实施进行详细说明。
实施例1：
针对一种铰接式复合材料旋翼桨叶，采用本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法进行设计。所采用的旋翼中共有4片桨叶，直径2.5m，无几何扭转，转速Ω＝800r/min，翼型为NACA0015。将本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法与现有的设计方法得到的桨叶振动水平进行对比分析，能够更好地反映出本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法的有效性。原始桨叶的桨叶振动水平指数为14.1、7.2、5.1、1.6，本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法中优化模型的前四阶模态振动水平指数为11.7、5.4、4.9、1.8。虽然本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法得到第四阶模态的振动水平指数较原始桨叶的振动水平指数较大，但是前三阶模态的振动水平指数均有明显的降低。采用本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法设计的桨叶能够使桨根切力幅值降低约20％，此外，本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法还控制了振型节点位置，达到减小振动水平的设计目标目标要求。
本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法，基于计算流体模型软件计算各阶模态对应的广义气动力，采用直升机旋翼桨叶的复合材料铺层角度和厚度作为设计变量，以直升机旋翼桨叶的振动水平指数作为目标函数，以直升机旋翼桨叶的振型节点位置、质量、自旋惯量要求为约束函数，建立降低直升机旋翼桨叶振动和动应力水平的优化模型，最后基于灵敏度分析优化和全局优化对得到的优化模型进行求解，输出优化后的桨叶设计变量，得到桨叶振动水平指数。与现有的方法中旋翼的气动力模型不够准确，不能精确模拟旋翼的复杂空气动力环境相比，本发明基于降阶模型建立复合材料旋翼的气动力降阶模型的状态空间模型更加精确，可更有效地降低旋翼桨叶的动应力水平。本发明提供的上述降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法可用于直升机低动应力水平复合材料旋翼桨叶的设计。
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (2)

1.一种降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1：基于有限元方法计算降低直升机旋翼桨叶振动和动应力水平的桨叶初始设计模型的结构模态；
S2：基于计算流体模型软件和计算得到的桨叶初始设计模型的结构模态，以各阶模态振型广义位移为输入，计算各阶模态对应的广义气动力；
具体包括：
基于滤波白噪声建立各阶模态振型广义位移输入，基于计算流体力学软件计算各阶模态对应的广义气动力，基于外输入自回归模型得到气动力降阶模型的状态空间模型：
Figure FDA0003767125260000011
其中，下标A表示气动力降阶模型，xA(j)表示气动力降阶模型的状态空间模型第k时间步的状态变量，xA(j+1)表示气动力降阶模型的状态空间模型第k+1时间步的状态变量，AA、BA、CA、DA分别表示气动降阶模型的状态空间模型A、B、C、D矩阵，yA(j)表示第j时间步的广义气动力，uA(j)表示第j时间步的位移输入；基于所述状态空间模型，得到各阶模态的kΩ谐波气动力；
S3：基于计算得到的各阶模态对应的广义气动力，以直升机旋翼桨叶的振动水平指数为目标函数，以直升机旋翼桨叶的振型节点位置、质量、自旋惯量要求为约束函数，以直升机旋翼桨叶的复合材料铺层角度和厚度为设计变量，根据直升机旋翼强度要求确定所述设计变量的上限和下限，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；
具体包括：
基于计算得到的各阶模态对应的广义气动力，通过叠加的方法得到kΩ谐波气动力分量引起的桨根切力分量的近似比例，采用振动水平指数来定义目标函数，振动水平指数的数学模型如下：
Figure FDA0003767125260000021
Figure FDA0003767125260000022
Figure FDA0003767125260000023
其中，i表示第i阶模态；z表示所用模态阶数；Fik表示kΩ谐波气动力中的第i阶广义气动力，通过气动力降阶模型得到；Mi表示模态质量；k表示谐波气动力阶数；Ω表示旋翼转速；ωi表示第i阶固有频率，为固有频率的2π倍；ζFi表示模态阻尼比；ρ表示空气密度；a表示桨叶二元升力线的斜率；c表示桨叶弦长；R表示旋翼桨盘半径；r表示桨叶的展向距离；
Figure FDA0003767125260000024
表示桨叶的第i阶固有振型；m表示桨叶质量；
以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，则原始桨叶第i阶振型节点位置P与原点位置O之间的距离为
Figure FDA0003767125260000025
设计要求的第i阶振型节点位置P’与原点位置O之间的距离为
Figure FDA0003767125260000026
则满足设计要求时，
Figure FDA0003767125260000027
与
Figure FDA0003767125260000028
之间的距离di应满足：
Figure FDA0003767125260000029
其中，ε表示设计要求的设计误差，p表示考虑模态的模态振型的阶数；
得到优化模型如下：
目标函数：min(J(D))；
振型节点位置约束函数：
Figure FDA00037671252600000210
质量约束函数：W(D)≤W0；
自旋惯量约束函数：I(D)≤eI0；
设计变量约束函数：
Figure FDA00037671252600000211
其中，J(D)表示振动水平指数；D表示设计变量复合材料铺层角度和厚度；W(D)表示质量约束函数，W0表示原始桨叶的总质量；I(D)表示自旋惯量约束函数，I0表示原始桨叶自旋惯量值，e表示约束的系数，Dv表示第v个设计变量，
Figure FDA0003767125260000031
表示第v个设计变量的下限，
Figure FDA0003767125260000032
表示第v个设计变量的上限，N表示设计变量的个数；
S4：对建立的桨叶优化设计模型进行求解，得到桨叶振动水平指数，输出优化后的桨叶设计变量。
2.如权利要求1所述的降低复合材料旋翼动应力水平的设计方法，其特征在于，步骤S4，对建立的桨叶优化设计模型进行求解，得到桨叶振动水平指数，输出优化后的桨叶设计变量，具体包括：
采用基于灵敏度分析优化和全局优化的优化设计方法，对建立的桨叶优化设计模型进行求解，得到桨叶振动水平指数，输出优化后的桨叶设计变量。
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基于疲劳寿命的旋翼气动弹性多目标优化研究;王红州等;《振动与冲击》(第01期);第150页-第152页 *

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