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        基于雙掠結(jié)構(gòu)的旋翼槳葉載荷研究

        2023-12-05 12:46:54林長亮袁勝弢
        科技創(chuàng)新與應(yīng)用 2023年34期
        關(guān)鍵詞:槳葉拉桿構(gòu)型

        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。

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