直升机旋翼桨毂静载荷计算

1、直升机旋翼桨毂静载荷计算第十九届(2003)全国直升机年会论文张亚军1杨延滨1向锦武2(1哈尔滨飞机工业集团2北京航空航天大学)摘要:本文给出了直升机旋翼桨毂静载荷的一种计算方法，该方法关键在于确定与旋翼静载荷相对应的直升机的状态，同时采用通用做法推 出旋翼桨叶运动方程，并对桨叶进行有限元离散。利用这种方法对Z9A 型直升机旋翼桨毂静载荷进行了计算，通过与国外同类机型的计算结果 进行了对比分析，发现原计算模型的几个缺陷和计算结果中的几个难以 解释之处。一、引言与结构强度有关的载荷有两个:限制载荷和极限载荷，限制载荷为在使用中可 能遇到的最大载荷。对于飞机结构，限制载荷乘以,.，的安全系数得到极

2、限载荷。 结构必须满足以下要求:在极限载荷下不发生破坏，在限制载荷下不出现永久变 形。本文所论及的载荷均为限制载荷。旋翼载荷分为静载荷和动载荷两部分，旋翼静载荷是在服役期内旋翼可能遇到 的载荷的最大平均值，而动载荷是在服役期内旋翼可能遇到的载荷的最大波动量。 在校核旋翼结构强度时，静载荷和动载荷一并考虑。直升机旋翼载荷的确定是直升机旋翼结构设计的关键技术之一，既要保证结 738构安全，又要使结构的安全裕度不至于过大。国外各大直升机公司都有一套自己的旋翼载荷确定方法，我们在这方面还有待深入研究。本文给出了旋翼静载荷的 一种确定方法，该方法包括两个部分:状态方程的建立和旋翼桨叶的有限元模拟， 状态

3、方程是根据规范导出的，旋翼桨叶的有限元模拟则是很通用的做法，这种做法 可以充分计入直升机旋翼结构复杂性。文献1给出了 Z9A直升机旋翼桨叶静载荷的计算结果，这里给出桨毂静载荷的 计算结果。二、静载分析模型运输类直升机适航性要求(CCAR29)2第547条主旋翼结构中规定:极限扭 矩必须均等地和合理地分配给每片桨叶。我们的理解是，极限扭矩平均分到每片桨 叶的根部，并合理地分配到桨叶的展向上。基于这一理解，在给定旋翼转速和过载 的条件下，求出满足拉力和扭矩限制MLimit的总距操纵输入?0和下沉速度Vz。其中：？M?mb?Nb?g?Nz?FzMLimit?Mz?0?0 Fz旋翼拉力g重力加速度M直

4、升机总质量MLimit极限扭矩Mz旋翼扭矩mb单片桨叶的质量Nb桨叶片数Nz过载旋翼拉力Fz和旋翼扭矩Mz均为总距?0和下沉速度Vz的函数，这是对直升机最大静载荷的直升机状态的一种模拟，所以不考虑周期变距及前飞速度的影 响。此方程采用拟牛顿法求解。本文用中等变形梁理论3来模拟桨叶，用最小势能原理导出桨叶的平衡方程， 最后采用准线性化方法进行求解。在结构模型方面，本文采用有限元法对旋翼系统 进行简化4，认为桨叶是承受挥舞弯曲、摆振弯曲、弹性扭转和轴向拉伸变形的 弹性梁，桨叶被划分成若干个梁单元，每个梁单元具有15个自由度；同时计入桨叶 三个铰处的三个刚体自由度，计入张力中心和质心与弹性轴不重合的

5、影响。在气动 模型方面，用准定常气动模型4计算桨叶的气动力，认为入流是均匀，桨叶翼型 气动力系数取自风洞试验数据，考虑气动中心与弹性轴不重合的影响，计入桨尖升 力损失，未考虑失速和桨根非翼型段气流阻力的影响。桨毂约束方程的建立：由于Z9A型机桨毂结构的特殊性，本文作了如下处理：其中，TT?fH?TDH?fD? ?mH?TDH?mD? fD、mD 为桨叶上一点处单位长度上的结构载荷在桨叶变形系上的表示，fH、mH为桨叶上一点处单位长度上的结构载荷在桨毂旋转系上的表示，TDH是桨叶变形系与桨毂旋转系之间的变换矩阵。此结构载荷对弹性球轴承R?0.23的力矩为mr?0.23?mH?rHfH?其中，rH

6、为桨毂旋转系上桨叶上一点相对于R?0.23的位置矢量，再把此载荷变换到变形系上mmr0.23 DTDH得到对变距拉杆的作用力矩mpitch?m?D(1)由于变距拉杆已平衡了夹板上的扭矩，支臂的挥摆力矩由下式得到：0T(2) mLTPLm Dm(3)D式中TPL是变距系与摆振系之间的变换矩阵，得到r?0.23处的摆振力矩mlag?mL(3)同样的处理可以得到r?0.23处的摆振力矩mL(1)T mFTLFmL(2)0mflap?mF(2)式中TLF是摆振系与挥舞系之间的变换矩阵。对mpitch、mlag和mflap沿桨叶展向上积分，得到r?0.23处的外力矩Mpitch、Mlag ? x图1、桨

7、叶坐标系示意图741和Mflap，这三个载荷分别与约束刚度建立约束方程，其中Mpitch应加入由于 弹性球轴承扭转变形而产生的约束力矩，它也是拉杆载荷计算的依据。桨毂静载荷由桨叶根部载荷内推得到。三、桨毂静载荷计算结果这里给出了三种情况的计算结果:超扭(图2-图5)，最大转速(图6-图9)和 超转(图10-图13)。从总体上看，本文的计算结果与原计算结果5具有比较好的 一致性，出入较大的地方有夹板挥舞剪力和力矩及第一种情况的夹板摆振剪力和力 矩。通过与文献5的对比研究，发现了以下三个方面的问题：其一:桨叶与夹板的 对接处有2的偏转，原计算结果体现不出这一点。2偏转会改变夹板外端摆振剪力和摆振力

8、矩，尤其是摆振剪力会有很大的变化，这是由 于离心力很大。其二:原计算给出的R?0.23处夹板的挥舞力矩难以理解。例如，在超转（图10）时由于存在着巨大的离心力，夹板连同桨叶必然由4.5上倾的初始位置处 下挥，那么弹性球轴承对夹板作用一个上挥力矩，在0.23处夹板必然存在着一个下挥力矩;而在额定转速、NZ?2.67（图2）时，升力对挥舞的作用大于离心力，夹板连同桨叶相对于初始位置上挥，在0.23处夹板必然存在着一个上挥力矩，那么弹性球轴承对夹板施以等值的反向力矩。这两个状态是两个极端 情况，其他状态应该落在这两者之间。据此分析，我们给出的结果是没有问题的。其三:弹性球轴承相对于桨毂平面有2.5m

9、m的下移，巨大的离心力在此处会产 生一个相当可观的挥舞力矩。原计算结果体现不出这一点。本文结果也没有考虑这 一点，这主要是为了便于与原计算结果进行比较。在载荷计算时应该考虑着一点。742r图2.夹板挥舞剪力与挥舞力矩图3.夹板摆振剪力与摆振力矩rY Axis Title图4.桨毂星形件挥舞剪力与挥舞力矩图5.桨毂星形件摆振剪力与摆振力矩图6.夹板挥舞剪力与挥舞力矩图7.夹板摆振剪力与摆振力矩图8.桨毂星形件挥舞剪力与挥舞力矩图9.桨毂星形件摆振剪力与摆振力矩743图10.夹板挥舞剪力与挥舞力矩图11.夹板摆振剪力与摆振力矩图12.桨毂星形件挥舞剪力与挥舞力矩图13.桨毂星形件摆振剪力与摆振力

10、矩四、结论采用本文提出的计算方法彻底搞清楚了旋翼静载荷原计算的来龙去脉。从理论 方面讲，我们所采用的结构模型和气动模型肯定优于原计算所采用的结构模型和气 动模型;从具体实施方面讲，我们对Z9旋翼结构的模拟肯定比原计算处理要精细得 多。本文的计算结果都能够给出合理的解释，至于原计算为什么会出现一些难以解 释的地方则无从知晓。参考文献,(张亚军向锦武直升机旋翼桨叶静载荷分析第十七届全国直升机年会2001 年，(中国民用航空局 运输类旋翼航空器适航标准(CCAR29)1988.04.21,(Hudges，D. H. and Dowell，E. H.， “Nonlinear Equations of

11、Motionfor The Elast BendingAnd Torsion of Twisted Nonuniform Rotor Blades”， NASA-TN D-7818Dec. 1974 ,(Sivaneri, N. T. and Chopra,I., “Finite ElementAnalysis for Bearingless Rotor BladeAeroelasticity”， Journal of the American Helicoptor Society，Vol.29,No.2,April 1984,pp. 42-517445(宇航公司技术报告旋翼载荷1984The

12、 Calculation Method of Static Loads for Z9AHelicopter Rotor HubZhang Yajun1 Yang Yanbin1 Xiang Jinwu 2(1Harbin Aircraft Industry Group 2Bejing University of Aeronautics and Astronautics)Abstract: One method for calculating static loads of helicoper rotor hub isgiven in this paper. The difficulty of the method lies on how to determinehelicoptors conditions corresponding to the rotor static loads and derivingthe equation of motion of blade .The blade is discretized into a number ofbeam elements. Using the method static loads of Z9A h