The Effect of Composite Flexures on Aeroelastic Stability of a Hingeless Rotor Blade

The effects of ply orientation angle of composite flexures on stability of hingeless rotor blade system are studied.The composite hingeless rotor blade system is simplified as a hub,a flap flexure and a lag flexure.pitch bearing and main blade.The kinematics formulations are inferred by employing the moderate deflection beam theory.The shear deformation and warping related to torsion are considered.The quasi-steady strip theory with dynamic inflow effects is applied to obtain the aerodynamic loads acting on the blade.Based on these.the set of finite element formulations of a hingeless rotor blade system is worked out.The numerical results show that the ply angle of the composite flexures has great effects on the aeroelastic stability of rotor blade.     

基于自由尾迹方法的复合材料无铰式旋翼气弹稳定性分析

基于有限元理论及自由尾迹方法,建立了一套适用于各向异性复合材料无铰式旋翼的气弹稳定性分析方法.为了模拟复合材料旋翼气弹特性,截面特性参数采用二维线性有限元方法分析得到,展向一维梁则采用考虑剪切变形的23自由度非线性梁单元模拟,并将自由尾迹分析模型用于计算旋翼非均匀诱导速度场,基于升力线模型构建了一个高效且较为精细的气动分析模块.在此基础上开展了无铰式旋翼气弹稳定性分析,算例计算及验证表明建立的模型能有效地用于复合材料旋翼非定常气动载荷预估及进行气弹稳定性分析.最后细致分析并获得了复合材料铺层角对无铰式旋翼气弹稳定性参数的影响规律,结果表明:算例在小拉力系数(0.0025)下,截面竖直铺层角在10°到25°会发生气弹稳定性问题,这在真实型号设计中应当注意避免.      

考虑剪切和翘曲影响的直升机旋翼气弹稳定性分析

在中等变形梁理论的基础上,对桨叶变形体进行有限变形分析,推导出同时考虑剪切和翘曲影响的小应变、中等变形梁应变-位移关系,并构造出一个全新的21自由度梁单元,应用Hamilton原理导出桨叶运动的有限元方程。在此基础上,研究了剪切和翘曲等非经典因素对无铰旋翼桨叶的动特性和悬停时气弹稳定性的影响。数值结果表明:剪切和翘曲对旋转桨叶的固有频率,尤其是高阶频率,有一定的影响,特别是随着转速的提高这种影响会变大;同时对悬停时桨叶的气弹稳定性有相当程度的影响,尤其是在高桨距角下这种影响是不能忽略的。     

弹性耦合对复合材料旋翼前飞气弹响应及载荷的影响

 给出一套计算复合材料旋翼前飞气弹响应和桨榖载荷的方法,所用结构模型考虑横向剪切变形、剖面面外翘曲变形和复合材料弹性耦合的影响。气动模型采用准定常升力线理论和Drees线性入流模型,翼型升力、阻力系数来自风洞试验。构造出21自由度梁单元,应用Hamilton 原理推导出桨叶运动的有限元方程。在此基础上,研究弯曲-扭转和拉伸-扭转耦合对复合材料旋翼前飞气弹响应和桨榖振动载荷的影响。结果表明：弹性耦合对扭转方向的影响很大,对挥舞和摆振两个方向的影响很小;各种弹性耦合对桨榖振动载荷有着不同程度的影响,负的摆振弯曲 扭转耦合和正的拉伸 扭转耦合使桨榖垂直方向的振动载荷降低5%左右。     

悬停状态下无铰旋翼模型气弹稳定性试验

通过悬停状态下2m直径旋翼模型试验, 研究了旋翼结构参数及动力学参数对无铰旋翼桨叶气弹稳定性的影响, 参数包括桨叶总距角、预锥角、预掠角、摆振频率和旋翼转速。桨叶为挥-摆-扭耦合结构, 并能构成面内柔软和面内刚硬旋翼。试验采用在垂直方向以摆振后退型频率进行周期变距激振的新方法, 得到了与理论相一致的结论。      

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%。     

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。     

A method for determining velocities and accelerations of an elastic main rotor blade element

A refined method is presented for calculating velocities and accelerations of an elastic blade element of a rotorcraft rotor in the general case of its motion with linear and angular velocities and accelerations. The method can be used when calculating aerodynamic and aeroelastic characteristics of main and tail rotors for a wide range of problems in aeromechanics.     

基于精确参数化定义的复合材料桨叶剖面 扭转刚度计算

在系统地对桨叶结构设计流程、结构分析计算方法进行研究的基础上,通过对桨叶组件参数化定义及桨叶铺层三维几何建模方法的扩展,自动获得各桨叶剖面相关组件的几何和材料信息,并基于闭口薄壁梁理论,给出了复合材料桨叶剖面扭转刚度的高效计算方法.该方法一方面充分考虑了复合材料蒙皮铺层的复杂结构以及梁、肋等组件的细节几何模型,避免了三维几何模型简化误差;另一方面,提出了铺层块、等效厚度以及长厚比概念,并采用解析表达,将模型几何解构完全集成于桨叶设计过程自动完成,十分便于工程应用.实例验证表明:提出的方法能够快速、可靠地完成桨叶剖面扭转刚度计算,显著提高设计分析效率.      

Helicopter aeroelastic analysis with spatially uncertain rotor blade properties

This paper investigates the effects of spatially uncertain material properties on the aeroelastic response predictions (e.g., rotating frequencies, vibratory loads, etc.) of composite helicopter rotor. Initially, the spatial uncertainty is modeled as discrete random variables along the blade span and uncertainty analysis is performed with direct Monte Carlo simulations (MCS). Uncertainty effects on the rotating frequencies vary with the higher-order modes in a non-linear way. Each modal frequency is found to be more sensitive to the uncertainty at certain sections of the rotor blade than uncertainty at other sections. Uncertainty effects on the vibratory hub load predictions are studied in the next stage. To reduce the computational expense of stochastic aeroelastic analysis, a high-dimensional model representation (HDMR) method is developed to approximate the aeroelastic response as functions of blade stiffness properties which are modeled as random fields. Karhunen–Loève expansion and a lower-order expansion are used to represent the input and outputs, respectively, in the HDMR formulation which is similar to the spectral stochastic finite element method. The proposed method involves the approximation of the system response with lower-dimensional HDMR, the response surface generation of HDMR component functions, and Monte Carlo simulation. The proposed approach decouples the computationally expensive aeroelastic simulations and uncertainty analysis. MCS, performed with computationally less expensive HDMR models, shows that spatial uncertainty has considerable influence on the vibratory hub load predictions.     

直升机旋翼桨-涡干扰状态非定常气弹载荷高精度预估

为准确计算直升机旋翼在复杂的桨-涡干扰(BVI)状态下的气弹载荷,在刚性旋翼计算流体力学方法中引入桨叶弹性变形的影响,建立了一套适合于弹性旋翼BVI状态气动特性分析的计算流体力学/计算结构力学(CFD/CSD)耦合方法.CFD模块对Reynolds averaged Navier-Stokes(RANS)/Euler方程进行求解,并采用双时间法推进和Baldwin-Lomax(B-L)湍流模型.CSD模块采用中等变形梁假设的有限元模型,通过Newmark-Beta方法求解桨叶运动方程.通过代数变换方法进行桨叶网格变形,并建立一个适于流场/结构信息交换的CFD/CSD耦合方法.在分别验证CFD和CSD模块的有效性的基础上,开展UH-60A直升机旋翼的BVI 状态载荷分析,并与飞行测试数据进行了对比.计算结果表明:相比于旋翼综合分析中的升力线理论和刚性旋翼CFD方法,耦合的CFD/CSD方法可以更准确地预测BVI状态气弹载荷,并有效地模拟桨叶前行侧方位角和后行侧方位角附近的BVI现象,对BVI导致的升力波动幅值和相位的计算结果均与试验值吻合良好.      

直升机旋翼桨叶气弹优化减振设计方法

从振源着手通过设计参数的最优选择设计直升机旋翼桨叶,使传递到机身的交变载荷最小达到降低振动水平的目的是旋翼桨叶设计思想的进步。本文在简单概述该方法的基础上,以某4桨摆振柔软的无铰复合材料桨叶为研究对象,将其大梁模拟为一单闭室复合材料盒形梁,研究了通过铺层角的优化选择,降低4次/转的桨毂交变力与力矩的情况。数值算例表明方法效果良好。      

悬停状态共轴双旋翼桨叶扭转气动特性

针对桨叶气动性能的提高,建立了一套基于悬停状态的共轴双旋翼桨叶扭转设计方法.在该方法中,设定单旋翼桨叶扭转几何安装角,通过仿真验证,合理的桨叶扭转,可提高旋翼性能7.0%;根据桨尖涡对桨叶的影响,以及共轴双旋翼气动特性,分别对桨尖几何安装角及上下旋翼几何安装角进行修正,实现悬停状态共轴双旋翼桨叶扭转设计.最后,对所设计的共轴双旋翼进行模拟仿真,结果表明该扭转翼较未经扭转的矩形翼升力提高了10.3%.      

带受控振荡附翼的新概念旋翼气动弹性分析

通过建立带受控振荡附翼的新概念旋翼气动弹性分析模型,研究了采用受控振荡附翼的直升机旋翼气动弹性特性及其在降低旋翼振动载荷方面的有效性。气动模型采用了计及振荡附翼非定常影响的二元叶素模型。探讨了改变旋翼桨叶及振荡附翼的结构参数对新概念旋翼减振效果的影响。数值结果表明振荡附翼的引入能有效地降低旋翼桨毂的振动载荷。为振荡附翼的振动自适应控制律设计提供了有效的旋翼气动弹性分析方法。     

Aeroelastic analysis of a shipboard helicopter rotor with ship motions during engagement and disengagement operations

An aeroelastic simulation of a shipboard helicopter rotor with ship motions during engagement and disengagement operations is investigated to explore the coupled dynamic behavior between the rotor and the ship. A finite element analysis based on a moderate deflection beam model is employed to capture the flap, lag and torsion deflections of the rotor blade. The ship is treated as a six-degree-of-freedom rigid body. By using the Hamilton?s principle, system equations of motion are derived based on the generalized force formulation. The responses agree well with the test data of the rotor blade droop stop impact and the transient aeroelastic response of the shipboard teetering model rotor. Parametric investigations illustrate that the ship pitch motion has significant influence on the maximum negative displacement of the blade tip. Additional over 25% increase of the tip deflection can be introduced by the ship pitch motion. The aerodynamic and inertial couplings between the ship motion and the rotor have significantly nonlinear influence on the transient aeroelastic response. Both terms should be taken into account in the coupled helicopter–ship dynamics model.     

直升机复合材料桨叶铺层三维几何建模方法

针对直升机复合材料桨叶铺层几何建模过程中存在的效率低、工作繁琐重复等问题,提出了一种桨叶铺层三维几何建模方法。首先系统归纳了典型的桨叶铺层类型,提出了一种面向复合材料铺层几何建模的铺层信息参数化表达方案,并通过一个智能向导引导设计人员对各铺层进行定义和描述,在此基础上由软件算法自动生成桨叶铺层设计表格;根据桨叶理论外形和桨叶铺层设计表格,通过铺层区域裁剪复制和分片逐次等距方法构造桨叶当前铺层几何模型,并实现整个桨叶铺层几何模型的自动生成。通过实例验证表明,该方法能够快速、高效地实现复合材料桨叶铺层的三维几何建模。     

考虑耦合变形的无轴承旋翼气弹稳定性分析

无轴承旋翼存在强烈的非线性扭转-弯曲耦合变形。推导了桨叶的非线性应变-位移关系,应用Hamilton原理建立了多路传力的无轴承旋翼桨叶运动的有限元方程,气动力模型采用二维准定常片条理论,考虑了耦合变形对桨叶轴向弹性位移的影响,并构造了一个新的15自由度梁单元,分析了悬停状态下的无轴承旋翼气弹稳定性。数值结果表明：考虑耦合变形对轴向弹性位移的影响可以提高悬停状态下的无轴承旋翼气弹稳定性分析的精度。     

基于CFD/CSD耦合方法的旋翼气动弹性载荷计算分析

为提高直升机前飞状态下旋翼非定常气动弹性载荷的预估精度,在旋翼气动弹性综合分析方法中引入旋翼CFD模块,建立了一套基于CFD/CSD松耦合分析的计算方法和程序。为高效解决流固耦合方法中由于桨叶挥舞、扭转等弹性变形带来的旋翼贴体网格变形问题,采用基于代数变换方法的网格变形技术,桨叶运动变形量和旋翼气动力信息通过流固交接面传递。旋翼流场分析方法中,主控方程采用耦合S-A湍流模型的Navier-Stokes方程,围绕旋翼流场的网格采用结构嵌套网格方法生成,无黏通量计算采用Roe格式,时间推进采用双时间法。旋翼结构分析中,考虑旋翼配平,基于Hamilton变分原理和20自由度Timoshenko梁模型求解弹性旋翼非线性运动方程。分别对CSD和CFD方法进行验证,在此基础上,计算了SA349/2旋翼桨叶在前飞状态下的非定常气动力、挥舞弯矩、摆振弯矩和扭转力矩,并与飞行测试数据进行了对比。计算表明:CFD/CSD耦合方法可以显著提高旋翼非定常气动弹性载荷的分析精度,精确捕捉桨叶表面压强峰值、激波位置等,表明本文发展的旋翼CFD/CSD耦合方法可以有效地运用到旋翼气动弹性载荷的预测分析中。     

时域法在压气机转子气动弹性计算中的应用

发展了用于三维叶轮机气动弹性计算的软件系统AEAS(aeroelastie analysis system).该系统采用时间推进法求解转子叶片的瞬态位移及动应力,以模拟压气机转子中的气动弹性现象,AEAS主要应用于强迫响应分析和颤振分析,强迫响应分析中,在坎贝尔图上共振点对应的工况下,在转子叶片上施加周期性变化的非定常...     

直升机在机动状态下的桨叶弹击数值模拟

为了研究直升机旋翼桨叶在机动状态下的弹击损伤,在数模模拟中,预先考虑了桨叶在机动状态下的拉力、挥舞力矩、摆振力矩对弹击损伤的影响。针对某型机旋翼桨叶,采用全尺寸有限元模型进行了弹击数值模拟分析。首先使用自编Fortran程序和VABS软件计算了桨叶剖面特性;之后建立了弹性桨叶结构载荷分析模型,采用CAMRIDII软件计算了机动状态下的桨叶载荷;在此基础上,使用NASTRAN软件对桨叶进行瞬态分析,得到桨叶施加载荷的预应力状态;再使用DYTRAN软件,基于自适应接触法,模拟桨叶弹击损伤。研究表明：桨叶结构损伤程度与弹击速度是非线性关系;除了弹击点,大梁与上下蒙皮的过渡区域是二次损伤部位;桨叶抗弹击设计需要考虑结构件之间的刚度匹配问题,以达到最佳的抗弹击吸能效果与最小损伤面积。