直8金属桨叶升级换代的几个设计关键分析_邓景辉
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1 前言
直 8型机旋翼是参照 SA321/ 超黄蜂 0直升机测 绘设计研制的, 金属桨叶铝合金大梁和金属蒙皮构 造较为复杂, 制造和使用成本高, NACA0012单一翼 型和矩形平面形状布局的气动效率和过载能力低, 使用寿命短, 类似的桨叶在国外已基本被淘汰。因 此, 有必要通过设计改进, 采用先进的桨叶气动布局 和复合材料结构, 大幅提升直升机性能, 增加使用寿 命, 提高桨叶的可靠性与维修性, 实现金属桨叶的升 级换代, 进而提升整个机型的水准, 提升竞争力。
文献标识码: A
R eview of Som e K ey D esign Issues During Z8 M etal Rotor Blade Upgrading D evelopm ent
DENG Jing-hu,i A I Jian-bo
( Ch ina H e licopter R esearch and D evelopm ent Institute, Jingdezhen, 333001)
摘 要 本文概要地介绍了国内自行设计研制的直 8金属桨叶升级换代的必要性, 并结合复合材料桨叶设计
实际, 对气动设计、桨叶结构相似性设计、全机动力学匹配分析、重量控 制等几个设 计关键进 行较为详细 的分
析, 给出了具体的处理措施。
关键词 航空器结构; 桨叶升级 ; 结构动力学; 复合材料
中图分类号: V 215. 56
考虑到直升机的机动性和使用要求, 同时兼顾 前飞性能, 翼型的分布原则: 在满足阻力发散马赫数 要求的基础上, 尽量选用具有更好升力能力的较厚
收稿日期: 2007-03-28
# 40#
直升 机技 术
总第 151期
翼型。因此, OA3翼型布置在 019R 剖面以前, OA4 翼型布置在桨尖处。同时, 由于桨叶尖部区域是最 高动压区、产生桨尖涡、高阻力和噪声, 并且随着飞 行速度的提高, 压缩性的影响, 动态失速等现象将更 为严重, 导致升力降低, 阻力急剧升高, 振动和噪声 水平增高, 操纵力矩发生突变。先进后掠抛物线形 状 的桨尖可以克服或推迟上述现象的发生, 从而提
4 桨叶结构特性相似性设计
国外在进行桨叶升级换代时, 一般保持其固有 频率和振型方面尽可能地和原桨叶一致, 以减小复 合材料旋翼动力学特性变化对全机匹配性的影响, 比如 EH 101、AH - 64旋翼改型就是采用这种方式。 直 8金属桨叶升级换代时也沿续了这种成功的思 路, 即: 采用以原直 8 金属桨叶的结 构特性为初始 值, 优化设计复合材料桨叶, 使其结构特性和原金属 桨叶基本一致。 4. 1 设计方法
本文结合直 8金属桨叶升级换代设计过程, 对气 动设计、桨根接头设计、桨叶结构特性相似性设计、动
力学匹配的对策分析、桨叶重量控制等几个设计关键 进行较为详细的分析, 给出了具体的处理措施。
2 桨叶气动设计
2. 1 设计目标 为了提升直 8平台的性能, 增强竞争力, 直 8金
属桨叶升级换代瞄准的目标是 EH - 101、S - 92等 相同吨位的直升机, 实现总体性能优于米 - 17、卡 31, 桨叶气动目标参数见表 1。 2. 2 设计结果
据。
摆振阻尼器的线刚度 klin, 可通过下面的公式等 效为在弹性轴承处的角刚度 kN。
klin = k21 + k22
kN = l2 # klin # 10- 3
( 2)
式中: k1 为阻尼器弹性刚度, k2 为阻尼器阻尼 刚度, klin为阻尼器线刚度, 单位为 N /mm; kN为阻尼 器角刚度, 单位为 N# m / rad; l 为弹性轴承到阻尼器 的力臂, 单位为 mm。 4. 3 设计结果 4. 3. 1 典型剖面
总 第 151 期 2007年 第 3期
直 升机 技 术 HEL ICO PTER TECHN IQU E
T ota l N o. 151 N o. 3 2007
文章编号: 1673-1220( 2007) 03-039-06
直 8金属桨叶升级换代的几个设计关键分析
邓景辉, 艾剑波
(中国直升机设计研究所, 景德镇, 333001)
以复合材料桨叶剖面结构铺层布置为自变量的 优化模型如下:
# 目标函数: 以桨叶的重量作为目标函数。 # 约束条件: 以桨叶挥舞前 3阶、摆振前 2阶动 力特性和转动惯量作为约束条件。 # 自变量: 以复合材料桨叶典型剖面的大梁内 腔节点位置、蒙皮各铺层材料、铺设方向、铺设顺序 作为自变量。自变量的取值范围, 完全根据工艺制 造需求确定。
1 447 1 250 金属 N ACA 0012 13 000 7 000 232 4 700 840
1 447 1 250 复合材料 OA 3、OA 4 13 000 7 100 265 5 400 909
2. 3 设计结果分析 直 8 复合材料桨叶性能全面提升, 达到了设计
要求。其中, 最大悬停效率提高了约 816﹪, 桨叶拉 力为 13 600 daN时悬停节省功率约 713﹪、前飞节 省功率约 8﹪, 最大升阻比提高约 18﹪, 起飞重量 13 000 kg 时最大过载为 2167。
图 2 复合材料桨根部连接方式
3. 2 接头剖面参数设计 桨叶上所有的载荷都通过桨叶根部区域传递到
桨毂上, 受力情况非常复杂和严重, 必须将其强度设 计放在首要考虑的位置上。在复合材料桨叶方案设 计阶段, 由于缺少桨叶根部载荷情况, 将原直 8金属 桨叶根部载荷按照一定的比例系数 ( 与气动性能提 高比例有关 )进行放大, 通过结构和强度分析, 初步
由于直 8金属桨叶的后段件不提供摆振刚度,
要保证复合材料桨叶摆振刚度与之一致比较困难, 因此, 在优化过程中, 对摆振频率约束相对较宽, 将
结合桨叶动特性综合分析摆振频率布置。考虑到工
A bstract Th is paper ou tlines the necessity of Z8 m etal b lade upgrad ing developm en.t During Z8 com posite rotor b lade developm en,t there are som e key design issues wh ich inc lude aerodynam ic design、blade structure sim ilarity design、the dynam ics coup le ana lysis、blade we ight contro l etc. T h is paper analyses deta iled those key design issues, and g ives co rresponding m easures. K ey words a ircraft structures; ro tor b lade improvem en;t structural dynam ics; composite m aterials
m inF ( 5i )
i = 1, 2, ,, n
s. t Xj [ Xj [ Xj j = 1, 2, ,m
( 1)
5i [ 5i [ 5i
4. 2 动力学边界 根据直 8型机平台升级换代的要求, 采用先进
的球柔性桨毂替代原全铰接式桨毂, 将简化桨毂结 构, 提高桨毂的使用寿命、可靠性与维护性。同时, 国内经过某型机研制和预先研究, 已基本上掌握了 球柔性复合材料旋翼设计与分析技术, 具有一定的 工程经验。
直 8复合材料桨叶由于采用了 OA3和 OA4翼 型, 其铰链力矩悬停增大到直 8金属桨叶的 115倍 左右, 前飞时大致相当。操纵系统一方面为了适应 铰链力矩的增大, 另一方面为了调整操纵行程, 进行 了重新设计, 操纵系统本身强度评估没有问题。然 而对于安装阻力器支座的机匣来说, 由于沿用了直 8的传动系统, 没有任何加强措施, 强度考核一度认 为有问题, 要求将过载系数限制在 210, 这将限制直 8型机整机的过载系数, 无法最大程度地发挥旋翼 系统能力。后经过反复论证, 发现机匣载荷处理有 问题, 没有考虑阻力器的特点, 高频动载荷无法通过 液压腔体从阻力器的上端传递到阻力器的下端去, 重新计算, 该铰链力矩处于可接受范围。
在直 8复合材料桨叶设计过程中, 充分考虑复 合材料的可设计性, 应用了 / 以复合材料桨叶剖面 铺层布置为自变量 0的优化设计技 术 [ 2] , 直接以复 合材料桨叶典型剖面的大梁节点位置、蒙皮铺层的 布置情况作为自变量, 进行优化设计, 其每一循环过 程, 都与目前实际复合材料桨叶结构设计流程基本 相同。
2007年第 3期
邓景辉, 等: 直 8金属 桨叶升级换代的几个设计关键分析
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确定桨根接头剖 面参数: 两衬套中心距 离 d = 120 mm、衬套的外径 a= 82 mm、大梁带的宽度 b= 15135 mm、大梁带的高度 h= 8517 mm、绕衬套大梁带的最 大宽度 w = 11217 mm 等参数。在桨叶结构初步设 计结束以后, 应用 CAMRADÒ软件计算桨叶根部载 荷, 评估桨叶根部的疲劳寿命为 3 341h, 未满足设计 要求, 需要进行设计完善。
3 桨ຫໍສະໝຸດ Baidu接头
3. 1 连接方式选择 由于桨叶 根部连接的结构复杂性和受载严重
性, 国外直升机公司在选择桨根接头方式时非常慎
重, 一般不轻易改变已有的成熟桨根构型设计。我 国自引进海豚直升机生产专利后, 所有在役和在研 的复合材料桨叶, 如直 11和 25B桨叶等, 其根部连 接延续了双快捷销的连接方式, 而且在设计方面也 有一套相对成熟的设计方法 [ 1] 。因此, 直 8金属桨 叶在升级换代时, 其复合材料桨叶根部连接采用双 快捷销的连接方式, 以实现桨叶的快速安装和拆卸。 图 2给出了复合材 料桨叶根 部双快捷 销的连 接方 式。
1 454 1 267 金属 NACA 230 13 000 7 312 215 3 600 670
1 790 1 529 复合材料 SC - 1095 12 837 7 030 254 4 572 880
1 491 1 283 复合材料 RA E96 14 600 8 600
278 4 575 1 129
摆振阻尼器为提供摆振方向运动阻尼和 ( 或 ) 约束刚度, 其布置方式有叶间布置和常规布置两种。
从动力学的角度出发, 阻尼器常规布置时, 与直 8液 压阻尼器布置方式相同, 在集合型摆振与传动系统
和发动机扭转振动耦合时仍存在阻尼, 可有效避免 扭振系统不稳定现象的出现。全机动力学分析部门
通过理论分析与试验相结合的方法, 给出了最小的 当量摆振阻尼, 为下一步桨叶动力学设计提供了依
高直升机性能。图 1给出了桨叶翼型布置示意图。
图 1 桨叶翼型布置示意图
表 1 桨叶气动设计目标参数
米 - 17
S - 92
EH - 101
直8
改进目标
起飞功率, kW 最大连续功率, kW 桨叶型式 主桨叶翼型 最大起飞重量, kg 空机重量, kg 巡航速度, km / h 使用升限, m 航程, km
该优化模型可转化成以下数学表达式, 其中 F 为目标函数, m in F 表示使目标函数 最小。 X 为方 案的性能参数 ( 有上、下限要求 ) , D为自变量; n 表 示自变量的个数, m 表示约束条件的个数; 带下划线 或上划线的自变量和性能参数, 分别表示它们的下 限和上限。 F 是桨叶的重量、X 是桨叶挥舞前 3阶、 摆振前 2阶动力特性和转动惯量; 5是复合材料桨叶 剖面结构特性参数、剖面尺寸、铺层布置情况等。
在详细设计阶段, 为了提高桨叶根部疲劳寿命, 必须降低根部应力, 主要的方法就是合理设计接头 剖面参数。由于增加大梁带面积的同时会带来应力 集中, 因此在实际设计过程, 应用了优化技术, 综合 优化了大梁面积和应力集中系数之间的关系, 并得 出了最终设计结果: 将衬套外径缩小 12 mm, 每个衬 套周围增加 11束大梁带 ( 每束大梁带面积为 19138 mm2 ), 疲劳寿命评估为 8 95412 h, 满足了 6 000 h寿 命的设计要求。