崔 蔭，林長亮，王 喆，袁勝弢

（哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司，哈爾濱 150066）

旋翼的槳尖區(qū)域，既是槳葉的高速區(qū)，又是槳葉的氣動敏感區(qū)。槳尖形狀的適當(dāng)修型，可以有效地改進(jìn)旋翼氣動特性和噪聲?，F(xiàn)代直升機(jī)的發(fā)展趨向于更高的前飛速度和更大的機(jī)動性能，以及更低的旋翼噪聲。因此，傳統(tǒng)的矩形槳葉很難滿足現(xiàn)代直升機(jī)的性能需求。

隨著旋翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、制造技術(shù)的提高，以及新材料和工藝方法的改進(jìn)，槳尖構(gòu)型也在不斷地進(jìn)化，從第一代的矩形、第二代的簡單尖削加后掠、第三代的曲線尖削加后掠發(fā)展到下反式三維槳尖和更多槳尖構(gòu)型。那么，在槳葉的結(jié)構(gòu)進(jìn)化設(shè)計(jì)中，旋翼載荷是進(jìn)行槳葉設(shè)計(jì)、旋翼系統(tǒng)強(qiáng)度校核、氣動設(shè)計(jì)與直升機(jī)振動研究、氣彈穩(wěn)定性研究及操縱品質(zhì)研究等工作的基礎(chǔ)。對旋翼載荷的預(yù)估一直是直升機(jī)動力學(xué)研究與設(shè)計(jì)領(lǐng)域的難題。包含非線性結(jié)構(gòu)彈性變形、慣性、非定常氣動力與飛行員操縱輸入等多方面的因素。諸多影響因素并非孤立，相互之間存在復(fù)雜的非線性耦合關(guān)系，并將引發(fā)難以預(yù)估的動力學(xué)現(xiàn)象。確定旋翼系統(tǒng)載荷是貫穿于直升機(jī)設(shè)計(jì)過程始終的核心任務(wù)，對載荷快速的預(yù)估，無論是在概念設(shè)計(jì)階段還是在詳細(xì)設(shè)計(jì)階段都有十分顯著的工程價(jià)值，能夠有效地縮短研制周期，減少物理試驗(yàn)，節(jié)約試驗(yàn)費(fèi)用，規(guī)避潛在設(shè)計(jì)風(fēng)險(xiǎn)。

法國國家航空航天辦公室和德國航空航天中心通過旋翼氣動噪聲優(yōu)化項(xiàng)目開發(fā)了一種“藍(lán)色刀鋒”槳葉，與傳統(tǒng)槳葉相比，該槳葉在結(jié)構(gòu)形式上采用了前掠-后掠設(shè)計(jì)，應(yīng)用于H160 直升機(jī)。飛行試驗(yàn)結(jié)果表明，“藍(lán)色刀鋒”槳葉與傳統(tǒng)旋翼槳葉相比，噪聲平均降低3～4 db，具有非常好的降噪效果。歐美等先進(jìn)直升機(jī)公司也在開展相關(guān)的降噪研究，降噪已成為直升機(jī)發(fā)展趨勢之一。哈飛先進(jìn)直升機(jī)旋翼槳葉設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)對這種雙掠式槳葉的氣動性能、噪聲、載荷、動力學(xué)和疲勞等方面進(jìn)行了深入研究，本報(bào)告作為其中研究內(nèi)容之一，開展這種構(gòu)型下槳葉載荷方面的研究，為項(xiàng)目提供數(shù)據(jù)支撐。

本文以Z9 型機(jī)為應(yīng)用背景，沿用其星形柔性槳轂、翼型、扭轉(zhuǎn)分布和槳葉鋪層等，將其槳尖采用前后掠組合構(gòu)型設(shè)計(jì)，這種構(gòu)型可以有效地降低旋翼噪聲，而對旋翼載荷會產(chǎn)生哪些影響，少見于公開發(fā)表的文獻(xiàn)。本文對該構(gòu)型槳葉氣動載荷的影響以及規(guī)律進(jìn)行探索性的研究，其優(yōu)化過程對于新型旋翼設(shè)計(jì)具有借鑒和參考意義。

1 旋翼系統(tǒng)描述

Z9 型機(jī)主旋翼為直升機(jī)提供升力，包括主槳葉、主槳轂（圖1）。主槳葉為多閉腔結(jié)構(gòu)的復(fù)合材料槳葉，固定在旋翼槳轂上。槳葉通過和空氣的相對運(yùn)動，將發(fā)動機(jī)的機(jī)械功率轉(zhuǎn)化為氣動力，為直升機(jī)提供升力。主旋翼轂支撐著旋翼槳葉，其工作原理是用剛性夾板把旋翼槳葉連接到星形件支臂上，提供變距、擺振和揮舞功能。

1.1 變距

主旋翼轂變距工作原理如圖2 所示。

圖2 主旋翼轂變距運(yùn)動示意圖

1.2 擺振運(yùn)動

主旋翼轂擺振工作原理如圖3 所示。

圖3 主旋翼轂擺振運(yùn)動示意圖

1.3 揮舞運(yùn)動

主旋翼轂揮舞工作原理如圖4 所示。

圖4 主旋翼轂揮舞運(yùn)動示意圖

1.4 離心力作用

離心力通過夾板傳遞給球形軸承（軸承在壓縮方向是剛性的），再由其將離心力載荷傳遞給星形件，在這里各離心力相互平衡，如圖5 所示。

圖5 主旋翼轂離心力示意圖

2 旋翼載荷仿真分析與優(yōu)化

2.1 基礎(chǔ)槳葉載荷計(jì)算分析

本節(jié)介紹旋翼力學(xué)建模思路與方法，而不是詳細(xì)的理論推導(dǎo)，主要是針對工程設(shè)計(jì)。直升機(jī)旋翼由于集升力面與操縱功能于一體，前飛工作于復(fù)雜的不對稱氣動環(huán)境中，其旋翼力學(xué)建模必須體現(xiàn)幾何、氣動、結(jié)構(gòu)彈性與慣性之間的強(qiáng)耦合及復(fù)雜的非線性、非定常氣動特性。本文利用商用軟件CAMRADII，建立旋翼動力學(xué)模型，將三維帶預(yù)扭的細(xì)長結(jié)構(gòu)旋翼槳葉簡化為二維線性剖面特性分析與一維工程梁來處理。旋翼包括槳葉、連接槳葉并隨旋翼軸一起帶動旋轉(zhuǎn)的槳轂、可改變旋翼槳葉迎角的操縱系統(tǒng)3 部分組成（圖6）。旋翼結(jié)構(gòu)由4 個等間距槳葉組成，結(jié)構(gòu)模型基于梁理論，槳葉結(jié)構(gòu)模型是有各向異性材料。操縱構(gòu)型包括傾斜器模型（變距搖臂和變距拉桿）。槳葉的剖面特性主要用于描述剖面的線質(zhì)量分布，揮舞、擺振、扭轉(zhuǎn)剛度，以及剖面的重心、剛心、拉心和慣性矩等特性，考慮槳葉的揮擺扭耦合運(yùn)動。另外在槳根，針對旋翼槳轂構(gòu)型，通過梁元節(jié)點(diǎn)描述揮舞鉸、擺振鉸、變距鉸位置以及約束的彈性剛度、阻尼剛度。旋翼氣動力考慮非定常氣動力和自由尾跡模型。

圖6 旋翼力學(xué)建模示意圖

按圖6 建立旋翼系統(tǒng)仿真模型，總體參數(shù)見表1，用飛行實(shí)測數(shù)據(jù)驗(yàn)證計(jì)算模型（如圖7 和圖8 所示）。

表1 總體參數(shù)

圖7 揮舞彎矩計(jì)算與實(shí)測對比

圖8 擺振彎矩計(jì)算與實(shí)測對比

對基礎(chǔ)槳葉特征剖面0.7R 位置的計(jì)算載荷與飛行實(shí)測值進(jìn)行對比，以驗(yàn)證本文分析方法的有效性。從計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的對比來看，本文的建模仿真方法很好地捕捉到了槳葉振動載荷的特征，并且與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)一致性吻合很好。

2.2 初步雙掠槳葉（I 型）載荷計(jì)算分析

2.2.1 槳葉（I 型）結(jié)構(gòu)

槳葉后掠能夠降低槳尖剖面法向入流速度，減弱槳尖區(qū)域的壓縮性效應(yīng)，抑制激波，從而削弱高速脈沖噪聲。后掠槳尖是抑制激波發(fā)生的重要方法，著名的“黑鷹”“阿帕奇”等直升機(jī)均采用了后掠槳尖形式。后掠槳尖的布局有多種形式，有直線后掠、曲線后掠和前后掠組合等多種形式。

槳葉（I 型）結(jié)構(gòu)（圖9），以Z9 型機(jī)為應(yīng)用背景，沿用其星形柔性槳轂、翼型、扭轉(zhuǎn)分布與槳葉鋪層等，0.7R 至1.0R 采用前后掠組合構(gòu)型設(shè)計(jì)，本小節(jié)對比分析了本輪打樣設(shè)計(jì)槳葉構(gòu)型的旋翼載荷變化情況。

前后掠布置如下。

前掠位置為0.7R，前掠角為7.7°。

后掠位置為0.95R，后掠角為44.8°。

2.2.2 槳葉（I 型）載荷計(jì)算結(jié)果

高速前飛狀態(tài)是直升機(jī)旋翼出現(xiàn)高振動載荷的典型區(qū)域。同時，高速條件下的旋翼振動載荷是旋翼設(shè)計(jì)中關(guān)注的重點(diǎn)與難點(diǎn)問題。本文計(jì)算狀態(tài)選取疲勞譜典型狀態(tài)（表2），給出疲勞關(guān)注剖面載荷，計(jì)算環(huán)境為海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣。

表2 計(jì)算狀態(tài)

由于篇幅所限，槳葉揮擺載荷僅展示245 km/h平飛計(jì)算結(jié)果（圖10、圖11），其他狀態(tài)與其趨勢相同。槳葉（I 型）結(jié)構(gòu)對拉桿載荷產(chǎn)生較為不利的影響，4 種疲勞典型飛行狀態(tài)下的拉桿載荷計(jì)算結(jié)果如圖12 所示。

圖10 2 平飛槳葉（I 型）揮舞載荷

圖11 平飛槳葉（I 型）擺振載荷

圖12 拉桿載荷

通過對槳葉（I 型）與Z9 型機(jī)槳葉（未掠槳葉）結(jié)構(gòu)方案的載荷計(jì)算對比，拉桿載荷較Z9 槳葉明顯增加，約為Z9 拉桿載荷的1.5～1.8 倍。這樣的增幅是旋翼操縱線系所不能接受的。其主要原因?yàn)椋罕据啒夥桨?，槳葉前后掠整體偏向變距軸線前方，造成氣動中心偏離變距軸，帶來扭轉(zhuǎn)方向的不穩(wěn)定。建議下一步方案中嘗試槳葉前后掠位置及角度進(jìn)行調(diào)整，使前后掠部分相對于變距軸線趨于對稱分布，拉桿載荷會得到改善。

2.3 優(yōu)化槳葉（II 型）旋翼載荷分析

2.3.1 前后掠優(yōu)化

參考2.2 節(jié)的優(yōu)化建議，對槳葉前后掠的徑向站位及角度進(jìn)行了優(yōu)化調(diào)整，如圖13 所示。1）前掠位置從0.7R 調(diào)整為0.8R，前掠角為7.7°。2）后掠位置從0.95R 調(diào)整為0.9R，后掠角由44.8°調(diào)整為30°。

圖13 槳葉（II 型）結(jié)構(gòu)示意圖

2.3.2 扭轉(zhuǎn)角優(yōu)化

槳葉扭轉(zhuǎn)角度對于旋翼的懸停性能的提升有很大影響，但同時也會影響到槳葉的載荷，進(jìn)而影響疲勞壽命。本節(jié)對槳葉扭轉(zhuǎn)角度進(jìn)行了變參數(shù)分析，分別對負(fù)扭轉(zhuǎn)10°、11°、12°、13°的槳葉進(jìn)行載荷對比，分析槳葉扭轉(zhuǎn)角對載荷的影響。10°、11°、12°、13°槳葉扭轉(zhuǎn)見表3。

表3 槳葉扭轉(zhuǎn)角

2.3.3 槳葉（II 型）載荷計(jì)算結(jié)果

由圖14—圖16 可知，前后掠部分沿變距軸前后的分布會影響槳葉扭轉(zhuǎn)方向的穩(wěn)定性，進(jìn)而影響變距拉桿的載荷。計(jì)算結(jié)果表明，通過對前后掠站位和角度的優(yōu)化調(diào)整，大大改善了旋翼系統(tǒng)拉桿載荷。同時，大的槳葉扭轉(zhuǎn)角會提升旋翼性能，但是，在大速度飛行時由前行區(qū)旋轉(zhuǎn)到后行區(qū)過程中，過大的負(fù)扭轉(zhuǎn)會產(chǎn)生過大的振動，導(dǎo)致槳葉動應(yīng)力過大。在滿足旋翼性能的前提下，選取相對小的扭轉(zhuǎn)角度可有效降低槳葉載荷，提高疲勞壽命。本項(xiàng)目經(jīng)多專業(yè)的綜合考慮，也最終選擇11°的扭轉(zhuǎn)角度，滿足壽命設(shè)計(jì)指標(biāo)。

圖14 平飛槳葉（II 型）揮舞載荷

圖15 平飛槳葉（II 型）擺振載荷

圖16 拉桿載荷

3 結(jié)論

本文通過對行業(yè)內(nèi)先進(jìn)旋翼設(shè)計(jì)技術(shù)的追蹤，以及本項(xiàng)目的研究經(jīng)歷，探索到前后掠組合的新型構(gòu)型槳葉載荷規(guī)律。需考慮前后掠位置和角度滿足一定的分布規(guī)律，可以優(yōu)化出理想的槳尖布局。通常有效的方式，其一為槳尖前后掠會造成氣動中心偏離變距軸，帶來扭轉(zhuǎn)方向的不穩(wěn)定，通過調(diào)整前后掠的角度及起始站位，使氣動中心接近變距軸線，進(jìn)而解決氣動中心偏離帶來的拉桿載荷增加的問題。其二，槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)角可以使槳盤誘導(dǎo)速度分布更為合理，降低前行槳葉壓縮性影響，推遲后行槳葉失速的發(fā)生。但過大的負(fù)扭轉(zhuǎn)會產(chǎn)生過大的槳葉載荷，影響槳葉疲勞壽命，需綜合各專業(yè)迭代出最優(yōu)方案。