国产复合材料在直升机旋翼桨叶研制中的应用

本文介绍了在受力复杂、结构和动力学要求苛刻、寿命及可靠性要求高的直升机旋翼桨叶上采用国产复合材料自行设计研制,从桨叶结构铺层设计、布置到产品试制与试验验证的主要过程;描述了国产复合材料在直升机旋翼桨叶的工程化应用中所遇到的问题及解决的办法等。     

基于参数化组件定义的复合材料旋翼桨叶结构优化设计

 为提高直升机复合材料旋翼桨叶结构设计效率,依据实际工程应用情况,提出了一种基于参数化组件定义的复合材料旋翼桨叶结构优化设计方法。以C型梁复合材料旋翼桨叶为研究对象,建立以精确的桨叶组件定义参数为设计变量的剖面优化和整体优化模型,通过桨叶的剖面优化确定出整体优化的初值,再由桨叶整体优化实现桨叶结构的最优设计。最后对某型主桨叶进行结构设计实例验证,结果表明该方法能够有效地实现直升机复合材料旋翼桨叶结构优化设计。     

复合材料桨叶固有特性计算与试验研究

直升机旋翼的固有特性是直升机动力学问题研究的基础。文中运用有限元方法分析了模型旋翼复合材料桨叶的固有特性。运用ANSYS软件计算了桨叶的固有频率和振型,并通过试验测量了桨叶的固有频率。结果表明用有限元方法计算复合材料桨叶的固有特性与试验值吻合。     

带气弹稳定性约束的复合材料浆叶减振优化设计

研究以降低直升机旋翼激振力为目标的复合材料桨叶结构动力学减振优化设计 ,分析了桨叶结构特性及桨尖后掠角等参数对N次 /转旋翼桨毂振动载荷的影响。在建立的桨叶二维结构特性有限元分析方程中 ,计入了桨叶剖面翘曲变形的影响 ,并利用哈密尔顿原理推导了旋翼桨叶的一维非线性运动微分方程。以桨毂交变载荷为目标函数 ,直接以复合材料桨叶典型剖面构造节点数据、铺层设计参数和桨尖后掠角等为设计变量 ,引入桨叶挥舞惯量、固有频率和气弹稳定性约束 ,进行旋翼的动力学优化设计 ,并结合 3片桨叶旋翼的设计进行了算例分析 ,优化结果使 3次/转的桨毂载荷降低了 2 4 .9%～ 33%。     

直升机复合材料国产化桨叶剖面特性的分析

由于国产复合材料性能较进口复合材料有较大变化,根据替代前后桨叶的动力学特性基本不变的原则对原桨叶结构进行了调整。采用薄壁梁横截面剪流相等的原理推导了桨叶扭转刚度的计算公式,基于挥舞刚度、摆振刚度、质量分布的定义得到了迭代公式。对某直升机替代前后桨叶的剖面特性进行了计算。结果表明：替代前后桨叶的扭转刚度、挥舞刚度、摆振刚度及单位长度质量分布完全一致,说明替代前后桨叶的剖面特性有很好的一致性。     

直升机史话(长篇连载之九)

第二十五回看世界复合材料受青睐望欧洲无铰旋翼获应用前面一章,我们在叙述第三代直升机的时候,提到那一代直升机的突出特点是旋翼系统采用玻璃钢桨叶,桨叶寿命由以前金属桨叶的1200小时,提高到3600小时。其桨毂也在大大简化。这真是一个了不起的革新!     

一副国产复合材料桨叶的结构设计与研制

本文介绍了在某直升机原理性旋翼桨叶的研究中,立足国内设计分析、材料、工艺及试验等技术,开展自行设计研制,从桨叶气动参数配置、结构铺层设计、材料工艺准备、产品试制试验以至试飞验证的主要过程;概括地描述了这副复合材料旋翼桨叶的技术特色;总结和讨论了在设计与工程研制中所遇到的一些典型问题及其处理方法。     

复合材料旋翼桨叶研制中的几个问题分析

本文针对复合材料旋翼桨叶的主要特点,结合国内自行设计研制的复合材料桨叶设计及制造过程中遇到的几个实际问题及处理措施进行了较详细的介绍,并对复合材料桨叶开发研制提出了一些建议。     

复合材料桨叶动力学设计技术

复合材料旋翼桨叶的动力学设计是直升机发展的技术关键。本文阐述桨叶动力学正问题研究的进展情况,对反问题计算提出了具有发展前景的方法。     

复合材料旋翼桨叶研制过程中的重量控制与分析

旋翼桨叶已普遍采用复合材料进行设计和制造,本文阐述了复合材料旋翼桨叶重量设计与控制的原则,并从选材原则、结构布局、质量配平、工艺方法、铺层过程、重量调整等方面对重量及重量一致性控制进行了详细分析。     

大型复合材料桨叶根部段抗疲劳设计研究

作为直升机的关键动部件,桨叶的抗疲劳设计技术是提高桨叶安全寿命,降低桨叶使用成本的关键。对于复合材料桨叶,特别是大型复合材料桨叶的桨根段疲劳特性的影响因素较多,关系也复杂。以本文从材料选择、总体构型、结构细节设计等方面介绍了大型复合材料桨叶根部段抗疲劳设计的思路、方法与措施,并简要描述了其试验结果。     

基于气动相似预估旋翼桨叶气动力的方法

提出气动相似情况下旋翼桨叶气动力的转换方法。由此可利用已有旋翼或模型旋翼桨叶的实测内力预估未知旋翼相关状态的气动力。该方法基于旋翼桨叶载荷识别、相似转换和旋翼桨叶动力响应分析 ,将旋翼桨叶气动力分解为与桨叶位移相关和无关的分量后 ,由于气动相似的旋翼间与桨叶位移无关的气动力相等 ,即可实现气动相似动力不相似旋翼间气动力的转换、预估。以桨叶挥舞方向为例 ,导出稳定飞行状态下旋翼桨叶气动力转换、预估方程。最后由实验结果进行了验证     

Adaptive Blade Twist – calculations and experimental results

Applying adaptronics to helicopters has a high potential to significantly suppress noise, reduce vibration, and increase the overall aerodynamic efficiency. This paper presents recent investigations on a very promising specific concept described as Adaptive Blade Twist (ABT). This concept allows us to directly control the twist of the helicopter blades by smart adaptive elements. This influences positively the main rotor area which is the primary source for helicopter noise and vibration. Since the interaction of non-stationary helicopter aerodynamics and elastomechanical structural characteristics of the helicopter blades causes flight envelope limitations, vibration and noise, a good comprehension of the aerodynamics is essential for the development of structural solutions to effectively influence the local airflow conditions and finally develop the structural concept. With respect to these considerations, the ABT concept will be presented.This concept is based on the actively controlled tension-torsion-coupling of the structure. For this, an actuator is integrated within a helicopter blade that is made of an anisotropic material based on fiber composites. Driving the actuator results in a local twist of the blade tip in such a way that the blade can be considered as a torsional actuator. Influencing the blade twist distribution finally results in a higher aerodynamic efficiency.The paper starts at giving a review on conventional concepts and potential adaptive solutions for shape control. After, some calculations of the adaptive twist control concept are presented. These are based on a representative model in which the active part of the rotor blade is simplified with a thin-walled rectangular beam, that is structurally equivalent to a model rotor blade of the Bo105 with a scaling factor 2.54. The calculations are performed using an expanded Wlassow theory. The results are valid for static and dynamic conditions. For the dynamic condition excessive deformations near the blade resonance frequency shall be utilised. Therefore, the actuated blade section has to be properly designed for this precondition. This has been demonstrated and verified in experiments, which will not be discussed in this paper.For experimental investigations on the ABT concept the skin of the outer part of the model rotor blade was manufactured of fibre composite material using the above mentioned tension-torsion-coupling effect with an additional uncoupling layer between skin and spar. The experimental results have shown that near to the resonance frequency dynamic forces of 550±550 N are required for a deformation of ± 3 degrees at the blade tip.     

旋翼桨叶非定常挥舞运动的分析计算方法

从旋翼桨叶的实际气动环境出发导出了桨叶的非定常挥舞运动方程，其中考虑了影响旋翼桨叶非定常挥舞运动的各种因素，包括旋翼入流的时滞效应及前行桨叶的压缩性和后行桨叶的失速特性。给出了计算桨叶非定常挥舞运动的递推公式，并进而描述了旋的整体挥舞运动。最后以某型直升机为例，计算了直升机悬停及前飞中旋加变距操纵后旋翼桨叶挥舞运动响应的过渡过程，结果表明：用本文所述方法能合理地计算旋翼桨叶挥舞运动的非定常过渡过程     

直升机全量飞行动力学数值仿真模型及其实现

论述了一种通用的直升机飞行动力学全量数值仿真模型及其实现，该模型有６个机体自由度和３个旋翼自由度。以旋翼系统的仿真为重点，将直升机旋翼的气动力和力矩通过沿半径和方位角的解析积方求得，并计入了旋翼挥舞动力学的影响。仿真模型以某型直升机为算例，并加入了增稳系统，对仿真模型飞行特性进行了初步的验证，结果表明，所述模型思路是正确的。     

舰船纵横摇运动对旋翼瞬态气弹响应影响分析

为了研究舰船运动对舰载直升机旋翼瞬态气弹响应的影响,采用中等变形梁模型处理桨叶弹性变形,有限转角处理桨叶绕桨轴和铰的转动及舰船的横摇和纵摇运动,采用Hamilton原理建立了带有舰船运动的舰面旋翼瞬态气弹响应计算模型。通过与国外的试验值和计算值对比验证了本文计算方法的正确性,得到以下结论:(1)舰船的横摇运动对桨尖负向最大位移影响较小;(2)舰船的纵摇运动影响则较显著,随纵摇周期的减小和桨毂离舰船质心纵向距离的增加,桨尖最大负向位移增加显著,纵摇相位影响较为明显;(3)舰船与旋翼的气动和惯性耦合对旋翼瞬态气弹响应的非线性影响非常明显,计算中需计入两者共同的影响。     

反叶片角向缝机匣处理影响轴流压气机性能的机理

采用试验和非定常数值模拟方法研究了反叶片角向缝机匣处理对亚声速轴流压气机性能的影响.试验与数值计算结果均指出反叶片角向缝机匣处理后,转子在降低12%左右最大等熵效率的基础上获得30.1%左右的失速裕度改进量.详细的转子叶顶流场分析表明反叶片角向缝机匣处理改善了叶顶间隙泄漏流动,消除了实体壁机匣时叶顶通道低速泄漏流形成的堵塞,因此转子稳定性得以提高.同时转子叶片与处理缝的相对位置变化会影响处理缝的扩稳能力.处理缝中回流、处理缝形成的喷射流与叶顶通道主流的相互作用都造成较大的流动损失,进而使转子等熵效率降低.反叶片角向缝机匣处理前移约55%叶顶轴向弦长的数值研究结果表明,与反叶片角向缝机匣处理比较,反叶片角向缝机匣处理前移获得的失速裕度改进量降低约10.4%,但等熵效率的恶化程度降低近64%.