CN107220458B - 一种复合材料桨叶剖面特性计算方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于直升机设计领域,具体涉及一种复合材料桨叶剖面特性计算方法。桨叶剖面特性是直升机旋翼动力学计算最基本的原始参数,桨叶剖面特性的准确性是研判直升机旋翼动力学特性好坏的前提,对于旋翼动力学设计至关重要。本发明的复合材料桨叶剖面特性计算方法,根据桨叶结构、翼型理论外形数据和材料数据构建桨叶各剖面的数据文件,对于刚度计算,考虑到复合材料的各向异性性能,采用了模量加权的方法;对于质量计算,采用了有限元的思想。为桨叶动力学分析设计提供准确的基础数据,可以快速、准确计算桨叶剖面特性,并能够快速完成桨叶优化设计,突破旋翼***动力学设计技术。
Description
技术领域
本发明属于直升机设计领域,具体涉及一种复合材料桨叶剖面特性计算方法。
背景技术
桨叶剖面特性是直升机旋翼动力学计算最基本的原始参数,桨叶剖面特性的准确性是研判直升机旋翼动力学特性好坏的前提,对于旋翼动力学设计至关重要。
目前直升机桨叶剖面特性计算方法主要有两种:
1)采用Euler-Bernoulli梁理论,但是这种方法主要适用于金属桨叶,而且扭转刚度计算不准确;
2)采用有限单元法进行计算,能够充分考虑结构的复杂性,还可以考虑挥摆扭三者间的耦合,但需要人工划分网格,工作量大,周期长。
发明内容
本发明的复合材料桨叶剖面特性计算方法,为桨叶动力学分析设计提供准确的基础数据,可以快速、准确计算桨叶剖面特性,并能够快速完成桨叶优化设计,突破旋翼***动力学设计技术。
桨叶包括前端的C型梁,中部的Z型梁和后部的Z型梁,在C型梁和中部的Z型梁之间构成Ⅰ壁室,在中部的Z型梁和后部的Z型梁之间构成Ⅱ壁室,在后部的Z型梁到末尾构成Ⅲ壁室。根据桨叶结构、翼型理论外形数据和材料数据构建桨叶各剖面的数据文件,包括:
ρ—剖面各分区的密度,E—剖面各分区的弹性模量,G—剖面各分区的剪切模量。
对于刚度计算,考虑到复合材料的各向异性性能,采用了模量加权的方法;对于质量计算,采用了有限元的思想。
计算公式如下:
拉伸刚度:EA=∫∫AE·dA (4)
挥舞刚度:EIy=∫∫AE·(Z-ZT)2dA (5)
摆振刚度:EIz=∫∫AE·(Y-YT)2dA (6)
挥摆耦合刚度:EIyz=∫∫AE·(Y-YT)·(Z-ZT)dA (7)
挥舞惯量:PIy=∫∫Aρ·(Z-ZT)2dA (8)
摆振惯量:PIz=∫∫Aρ·(Y-YT)2dA (9)
对于扭转刚度采用的是多壁室的方法来求解,计算公式如下:
MT=q1*Ω1+q2*Ω2+q3*Ω3 (13)
则上述(10)-(12)三式改写成
其中:q1—Ⅰ壁室内部的常剪流,q2—Ⅱ壁室内部的常剪流,
q3—Ⅲ壁室内部的常剪流,θ—扭转角,Ω1—Ⅰ壁室总面积的二倍,Ω2—Ⅱ壁室总面积的二倍,Ω3—Ⅲ壁室总面积的二倍,A11—对Ⅰ壁室总环路的线积分,A22—对Ⅱ壁室总环路的线积分,A33—对Ⅲ壁室总环路的线积分,A12—对Ⅰ、Ⅱ壁室之间壁板的线积分,A23—对Ⅱ、Ⅲ壁室之间壁板的线积分,MT—对壁室施加的扭矩,Y—分区在截面上Y方向的坐标,Z—分区在截面上Z方向的坐标
联立上述(13)—(17)式,得到
扭转刚度GJ=Ω1*Ψ1+Ω2*Ψ2+Ω3*Ψ3 (21)
有益效果:
1)应用本发明提出的方法得到计算结果,相对现有技术而言,精度提高20%,效率成倍的提高。2)应用本发明得到的计算分析结果可直接用于直升机旋翼***桨叶设计,优化以及动力学设计分析。3)已应用到型号研制中,节约大量的科研周期。
附图说明
图1为桨叶截面示意图。
具体实施方式
对H425型机主桨叶剖面特性进行了计算,该桨叶包括前端的C型梁1,中部的Z型梁2和后部的Z型梁3,在C型梁和中部的Z型梁之间构成Ⅰ壁室4,在中部的Z型梁和后部的Z型梁之间构成Ⅱ壁室5,在后部的Z型梁到末尾构成Ⅲ壁室6,给出计算结果,并与试验数据进行了对比。
1)准备桨叶数据文件;
2)根据剖面特性计算公式计算:
拉伸刚度:EA=∫∫AE·dA (4)
挥舞刚度:EIy=∫∫AE·(Z-ZT)2dA (5)
摆振刚度:EIz=∫∫AE·(Y-YT)2dA (6)
挥摆耦合刚度:EIyz=∫∫AE·(Y-YT)·(Z-ZT)dA (7)
挥舞惯量:PIy=∫∫Aρ·(Z-ZT)2dA (8)
摆振惯量:PIz=∫∫Aρ·(Y-YT)2dA (9)
对于扭转刚度采用的是多壁室的方法来求解,计算公式如下:
MT=q1*Ω1+q2*Ω2+q3*Ω3 (13)
则上述(10)-(12)三式改写成
其中:q1—Ⅰ壁室内部的常剪流,q2—Ⅱ壁室内部的常剪流, q3—Ⅲ壁室内部的常剪流,θ—扭转角,Ω1—Ⅰ壁室总面积的二倍,Ω2—Ⅱ壁室总面积的二倍,Ω3—Ⅲ壁室总面积的二倍,A11—对Ⅰ壁室总环路的线积分,A22—对Ⅱ壁室总环路的线积分,A33—对Ⅲ壁室总环路的线积分,A12—对Ⅰ、Ⅱ壁室之间壁板的线积分,A23—对Ⅱ、Ⅲ壁室之间壁板的线积分,MT—对壁室施加的扭矩,Y—分区在截面上Y方向的坐标,Z—分区在截面上Z方向的坐标
联立上述(13)—(17)式,得到
扭转刚度GJ=Ω1*Ψ1+Ω2*Ψ2+Ω3*Ψ3 (21)
3)运行编制的FORTRAN的程序,得到计算结果。
H425型直升机主桨叶翼型配置如下:
ref1000~ref3690:布置为OA212翼型
ref3690~ref4566:布置为OA212翼型和OA209翼型过渡剖面
ref4566:布置为OA209翼型
ref4566~ref5150:布置为OA209翼型和OA207翼型过渡剖面
桨尖剖面:布置为OA207翼型
附表1
Claims (1)
1.一种复合材料桨叶剖面特性计算方法,该桨叶包括前端的C型梁(1),中部的Z型梁(2)和后部的Z型梁(3),在C型梁和中部的Z型梁之间构成Ⅰ壁室(4),在中部的Z型梁和后部的Z型梁之间构成Ⅱ壁室(5),在后部的Z型梁到末尾构成Ⅲ壁室(6),其特征在于:该方法根据桨叶结构、翼型理论外形数据和材料数据构建桨叶各剖面的数据文件,包括:
ρ—剖面各分区的密度,E—剖面各分区的弹性模量,G—剖面各分区的剪切模量;
通过以下公式进行计算
线密度:M=∫∫AρdA (1)
拉伸刚度:EA=∫∫AE·dA (4)
挥舞刚度:EIy=∫∫AE·(Z-ZT)2dA (5)
摆振刚度:EIz=∫∫AE·(Y-YT)2dA (6)
挥摆耦合刚度:EIyz=∫∫AE·(Y-YT)·(Z-ZT)dA (7)
挥舞惯量:PIy=∫∫Aρ·(Z-ZT)2dA (8)
摆振惯量:PIz=∫∫Aρ·(Y-YT)2dA (9)
对于扭转刚度,计算公式如下:
MT=q1*Ω1+q2*Ω2+q3*Ω3 (13)
其中:q1—Ⅰ壁室内部的常剪流,q2—Ⅱ壁室内部的常剪流,q3—Ⅲ壁室内部的常剪流,θ—扭转角,Ω1—Ⅰ壁室总面积的二倍,Ω2—Ⅱ壁室总面积的二倍,Ω3—Ⅲ壁室总面积的二倍,A11—对Ⅰ壁室总环路的线积分,A22—对Ⅱ壁室总环路的线积分,A33—对Ⅲ壁室总环路的线积分,A12—对Ⅰ、Ⅱ壁室之间壁板的线积分,A23—对Ⅱ、Ⅲ壁室之间壁板的线积分,MT—对壁室施加的扭矩,Y—分区在截面上Y方向的坐标,Z—分区在截面上Z方向的坐标
联立上述(13)—(17)式,得到
扭转刚度GJ=Ω1*Ψ1+Ω2*Ψ2+Ω3*Ψ3 (21)。
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