直升机旋翼桨毂静载荷计算

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1、第十九届（2003）全国直升机年会论文Z9A直升机旋翼桨毂静载荷计算张亚军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

2、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１.５的安全系数得到极限载荷。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

3、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。744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

4、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的总距操纵输入和下沉速度。其中：旋翼拉力重力加速度直升机总质量极限扭矩旋翼扭矩单片桨叶的质量桨叶片数过载旋翼拉力和旋翼扭矩均为总距和下沉速度的函数，这是对直升机旋翼受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4　744，认为桨

5、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，、为桨叶上一点处单位长度上的结构载荷在桨叶变形系上

6、的表示，、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，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的力矩为其中，为桨毂旋转系上桨叶上一点相对于的位置矢量，再把此载荷变换到变形系上得到对变距拉杆的作用力矩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：744式中是变距系与摆振系之间的变换矩阵，得到处的摆振力矩同样的处理可以得到处的摆振力矩图1、桨叶坐标系示意图式中是摆振系与挥舞系之间的变换矩阵。对、和沿桨叶展向上积分，得到处的外力矩、和，这三个载荷分别与约束刚度建立约束方

7、程，其中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5744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的偏转，原计算结果体现不出这一点。偏转会改变夹板外端摆振剪力和摆振力矩，

8、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，在处夹板必然存在着一个下挥力矩；而在额定转速、(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，在处夹板必然存在着一个上挥力矩，那么弹性球轴承对夹