變轉(zhuǎn)速剛性旋翼振動(dòng)載荷分析

袁 翔 王正峰2 熊紹海

（1．航空工業(yè)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2．中國(guó)人民解放軍駐景德鎮(zhèn)地區(qū)軍事代表室，江西 景德鎮(zhèn) 333002）

0 引言

變轉(zhuǎn)速剛性旋翼技術(shù)[1]對(duì)延長(zhǎng)直升機(jī)飛行時(shí)間具有顯著作用。常規(guī)旋翼的額定轉(zhuǎn)速根據(jù)直升機(jī)的最大起飛重量、最大飛行高度和最大前飛速度來設(shè)計(jì)，但在直升機(jī)實(shí)際飛行過程中往往低于目標(biāo)設(shè)計(jì)值，導(dǎo)致實(shí)際消耗的功率高于需用功率。變轉(zhuǎn)速剛性旋翼技術(shù)的核心是通過降低旋翼轉(zhuǎn)速來減小型阻，降低功率損耗[2]，但轉(zhuǎn)速降低后容易引起旋翼在大總距配平狀態(tài)下失速問題突出[3]，導(dǎo)致振動(dòng)增大。還有一些學(xué)者通過風(fēng)洞試驗(yàn)研究了槳葉揮舞彎矩和扭轉(zhuǎn)彎矩隨方位角和旋翼轉(zhuǎn)速的變化規(guī)律，發(fā)現(xiàn)降低旋翼轉(zhuǎn)速后垂向和縱向槳轂載荷會(huì)降低。

研究發(fā)現(xiàn)，變轉(zhuǎn)速剛性旋翼降轉(zhuǎn)速后，固有頻率和氣動(dòng)激振力頻率較為接近，因此，需要掌握其振動(dòng)載荷變化規(guī)律來指導(dǎo)減振設(shè)計(jì)。

1 建模分析與驗(yàn)證

1.1 建模方法

結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)建模中將槳葉視為彈性梁，被離散為具有15 個(gè)自由度的梁?jiǎn)卧?，基于Hamilton 原理建立槳葉運(yùn)動(dòng)和變形之間的關(guān)系。在計(jì)算動(dòng)態(tài)失速狀態(tài)的載荷時(shí)，采用Leishman-Boddes 非定常氣動(dòng)力模型，假設(shè)導(dǎo)入流沿槳葉半徑線性分布，采用均勻線性入流模型Glauert 入流模型。槳葉剖面結(jié)構(gòu)載荷由外段槳葉的慣性力與氣動(dòng)力之和沿槳葉展向積分得到，再通過力積分法將載荷點(diǎn)外段載荷累加得到結(jié)構(gòu)載荷。采用風(fēng)洞配平，主要配平參數(shù)包括總距、俯仰角和軸傾角（前傾和側(cè)傾）。

1.2 計(jì)算模型驗(yàn)證

對(duì)比XH-59A 的計(jì)算案例[4]，選取槳葉0.1R、0.2R、0.3R 和0.6R 4 個(gè)相對(duì)位置處的剖面載荷進(jìn)行分析。計(jì)算過程中選取的前進(jìn)比為0.25，前飛速度為46.3 m/s，總距操縱角為6.4°，配平時(shí)升力系數(shù)為0.13876，阻力系數(shù)為0.01286，功率系數(shù)為0.007045。剖面揮舞彎矩計(jì)算結(jié)果如圖1 和圖2 所示。

圖1 揮舞一階諧波載荷沿展向變化

圖2 揮舞二階諧波載荷沿展向變化

對(duì)圖1 和圖2 所示的結(jié)果進(jìn)行分析可知，其與以XH-59A 為案例的計(jì)算值和試驗(yàn)值相近，基本可以保證計(jì)算模型所得到的載荷規(guī)律是準(zhǔn)確的。

2 動(dòng)力學(xué)分析與載荷計(jì)算

2.1 旋翼設(shè)計(jì)參數(shù)

變轉(zhuǎn)速剛性旋翼設(shè)計(jì)時(shí)采用四支臂無鉸式旋翼構(gòu)型，槳葉與槳轂之間采用套筒和螺栓連接，旋翼重量比常規(guī)旋翼要輕，但整體剛度比常規(guī)旋翼高。旋翼設(shè)計(jì)參數(shù)見表1。

表1 旋翼設(shè)計(jì)參數(shù)

圖3 槳根1-3 階載荷Fx 隨前飛速度變化

圖4 槳根1-3 階載荷Fy 隨前飛速度變化

圖5 槳根1-3 階載荷Fz 隨前飛速度變化

圖6 槳根1-3 階載荷Mx 隨前飛速度變化

圖7 槳根1-3 階載荷My 隨前飛速度變化

圖8 槳根1-3 階載荷Mz 隨前飛速度變化

2.2 額定轉(zhuǎn)速前飛時(shí)的槳根載荷

計(jì)算時(shí)設(shè)定直升機(jī)起飛重量為3 000 kg，飛行高度為0 km，旋翼額定轉(zhuǎn)速為350 rpm。槳根前三階諧波載荷隨前飛速度的變化關(guān)系如圖3~圖8 所示。其中Fx為弦向力，F(xiàn)y為徑向力，F(xiàn)z為垂向力，Mx為揮舞彎矩，My為扭轉(zhuǎn)彎矩，Mz為擺振彎矩。1）小速度前飛時(shí)弦向力Fx、垂向力Fz以及擺振力矩Mz以一階載荷為主，前飛速度超過180 km/h 時(shí)以二階載荷為主。2）徑向力Fy在大速度飛行時(shí)載荷水平較高，一階和三階載荷水平整體較低。3）揮舞力矩Mx以前二階載荷為主，隨前飛速度的增加而快速增加。4）扭轉(zhuǎn)力矩My的第一階載荷隨飛行速度的增加而快速增加，且載荷振動(dòng)水平較高。

2.3 中間轉(zhuǎn)速前飛時(shí)的槳根載荷

中間轉(zhuǎn)速是長(zhǎng)航時(shí)直升機(jī)飛行時(shí)較為經(jīng)濟(jì)的轉(zhuǎn)速，計(jì)算時(shí)設(shè)定直升機(jī)起飛重量為1 200 kg，飛行高度為0 km，旋翼轉(zhuǎn)速為額定轉(zhuǎn)速180 rpm。計(jì)算結(jié)果如圖9~圖14 所示。1）各個(gè)方向的載荷均以一階載荷為主，隨著前飛速度的增加而增加，大速度時(shí)尤為明顯。2）垂向力Fz和揮舞力矩Mx的一階載荷水平非常高，設(shè)計(jì)時(shí)需要特別關(guān)注。

2.4 旋翼槳根載荷隨轉(zhuǎn)速變化

設(shè)定直升機(jī)前飛速度為100 km/h，通過計(jì)算分析得到旋翼槳根載荷隨旋翼轉(zhuǎn)速的變化關(guān)系如圖15~圖20 所示。 1）弦向力Fx、徑向力Fy和扭轉(zhuǎn)力矩My在低轉(zhuǎn)速狀態(tài)下一階載荷水平相對(duì)較高，隨轉(zhuǎn)速增加而快速下降。2）垂向力Fz和揮舞力矩Mx在低轉(zhuǎn)速狀態(tài)下載荷水平非常高，當(dāng)旋翼轉(zhuǎn)速高于245 rpm 時(shí)載荷變化趨于平穩(wěn)，且載荷很小。3）擺振力矩Mz主要以一階載荷為主，載荷水平相對(duì)其他階次較高。

3 結(jié)論

該文研究了不同起飛重量下變轉(zhuǎn)速剛性旋翼振動(dòng)載荷隨旋翼轉(zhuǎn)速和隨前飛速度的變化規(guī)律，為直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)優(yōu)化和飛行參數(shù)選擇提供指導(dǎo)。從減振角度考慮。100%轉(zhuǎn)速時(shí)，直升機(jī)前飛速度選擇在180 km/h 左右，載荷水平相對(duì)較低。50%轉(zhuǎn)速時(shí)，前飛速度選擇在100 km/h 左右較為合理。

圖9 槳根1-3 階載荷Fx 隨前飛速度變化

圖10 槳根1-3 階載荷Fy 隨前飛速度變化

圖11 槳根1-3 階載荷Fz 隨前飛速度變化

圖12 槳根1-3 階載荷Mx 隨前飛速度變化

圖13 槳根1-3 階載荷My 隨前飛速度變化

圖14 槳根1-3 階Mz 載荷隨前飛速度變化

圖15 槳根諧波載荷Fx 隨旋翼轉(zhuǎn)速變化

圖16 槳根諧波載荷Fy 隨旋翼轉(zhuǎn)速變化

圖17 槳根諧波載荷Fz 隨旋翼轉(zhuǎn)速變化

圖18 槳根諧波載荷Mx 隨旋翼轉(zhuǎn)速變化

圖19 槳根諧波載荷My 隨旋翼轉(zhuǎn)速變化

圖20 槳根諧波載荷Mz 隨旋翼轉(zhuǎn)速變化

中間工作轉(zhuǎn)速選擇在245 rpm 時(shí)，槳根載荷水平相對(duì)較低。轉(zhuǎn)速為210 rpm 可能會(huì)引起擺振方向共振，轉(zhuǎn)速變化過程不宜滯留太久。

大載重、高轉(zhuǎn)速狀態(tài)前飛時(shí)，前飛速度過大容易引起前行槳葉氣流分離現(xiàn)象加劇，導(dǎo)致旋翼振動(dòng)載荷水平增高。小載重、低轉(zhuǎn)速狀態(tài)前飛時(shí)，前飛速度過大容易引起旋翼后行區(qū)域失速現(xiàn)象加劇，導(dǎo)致振動(dòng)載荷水平不斷增高。