結(jié)構(gòu)參考線建模對(duì)槳葉氣彈載荷的影響研究

本文在已有建模方法的基礎(chǔ)上，通過改變槳葉結(jié)構(gòu)參考線的建模形式，更加準(zhǔn)確地表達(dá)旋翼的預(yù)錐角和后掠角，通過CAMRADII計(jì)算和分析某型號(hào)在不同飛行狀態(tài)下的氣動(dòng)載荷。結(jié)果表明新方式對(duì)于槳轂合彎矩影響很小，可忽略；對(duì)于槳葉靜載和動(dòng)載在揮舞方向的計(jì)算精度要明顯優(yōu)于常規(guī)建模方式，在擺振方向不同的飛行狀態(tài)和展向位置所得結(jié)論存在差異。該研究為氣動(dòng)載荷計(jì)算時(shí)旋翼系統(tǒng)精細(xì)化建模提供一定參考。

引言

計(jì)算載荷譜是旋翼系統(tǒng)各部件靜強(qiáng)度和疲勞壽命評(píng)估的重要依據(jù)，對(duì)于指導(dǎo)旋翼系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)起著至關(guān)重要的作用。旋翼系統(tǒng)載荷的預(yù)估涉及到空氣動(dòng)力學(xué)、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)及飛行力學(xué)等諸多學(xué)科，屬于典型的交叉耦合問題。由于建模過程中采取大量的簡化處理，如氣動(dòng)模型等，導(dǎo)致旋翼系統(tǒng)載荷的計(jì)算精度通常難以保證，加之載荷實(shí)測過程中引入的各種測量誤差，使得載荷實(shí)測值與計(jì)算值差距較大，因此工程上一般采用計(jì)算載荷譜覆蓋實(shí)測載荷譜方法，同時(shí)結(jié)合部分型號(hào)的相關(guān)性系數(shù)進(jìn)行修正得到旋翼系統(tǒng)載荷譜，但是上述方法難以從根本上保證旋翼系統(tǒng)的計(jì)算精度，尤其是槳葉載荷的計(jì)算精度，因此有必要進(jìn)一步開展載荷計(jì)算精細(xì)化建模與分析工作。

國內(nèi)早期通過對(duì)外技術(shù)合作引進(jìn)了旋翼氣動(dòng)載荷分析方法和工具，后期依據(jù)實(shí)測載荷譜對(duì)部分建模和修正方法進(jìn)行了完善，這套方法在型號(hào)的研制中扮演著越來越重要的角色。為了改善槳葉載荷的計(jì)算精度，本文在工程常用建模方法的基礎(chǔ)上，提出了一種新的槳葉結(jié)構(gòu)參考線建模方式，通過選取典型計(jì)算狀態(tài)進(jìn)行對(duì)比分析，同時(shí)結(jié)合其他型

38|無人機(jī)2025No.4/總第129期號(hào)經(jīng)驗(yàn)，給出相關(guān)結(jié)論，為新型號(hào)旋翼系統(tǒng)載荷譜的預(yù)估提供一定的參考。

槳葉結(jié)構(gòu)參考線建模

槳葉結(jié)構(gòu)參考線一方面可以表征旋翼系統(tǒng)的總體參數(shù)，如預(yù)錐角、預(yù)掠角、懸掛值等，另一方面可以給出槳葉各剖面梁軸和1/4弦線的相對(duì)位置，因此結(jié)構(gòu)參考線的建模形式對(duì)于旋翼系統(tǒng)氣彈載荷的評(píng)估至關(guān)重要。

球柔性槳轂在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)一般通過彈性軸承的安裝角來實(shí)現(xiàn)槳葉的預(yù)錐角；通過槳轂支臂的偏移量來實(shí)現(xiàn)槳葉的預(yù)掠角，本文重點(diǎn)針對(duì)上述參數(shù)在直升機(jī)綜合分析軟件CAMRADII中的建模形式對(duì)槳轂和槳葉載荷的影響開展研究。

型號(hào)研制過程中一般采用直接給定預(yù)錐角和預(yù)掠角的方式進(jìn)行建模（以下簡稱基準(zhǔn)模型），如圖1所示，該形式對(duì)于旋翼系統(tǒng)氣彈載荷的預(yù)估，尤其是槳轂載荷取得了較為滿意的結(jié)果，但是對(duì)于槳葉載荷而言，通常計(jì)算值和實(shí)測值存在較大差異，一般需要依據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)對(duì)計(jì)算載荷進(jìn)行修正，使其盡可能覆蓋實(shí)測載荷譜?？紤]到旋翼系統(tǒng)的實(shí)際結(jié)構(gòu)形式，同時(shí)結(jié)合CAMRADII中的有關(guān)參數(shù)的物理定義，本文提出了一種新的槳葉參考線建模形式（以下簡稱優(yōu)化模型），如圖2所示。針對(duì)上述兩種建模形式，以某直升機(jī)型號(hào)作為算例，通過全機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)和旋翼動(dòng)力學(xué)建模，選取典型飛行狀態(tài)，對(duì)槳轂和槳葉載荷進(jìn)行計(jì)算和對(duì)比分析。

主要參數(shù)

槳葉結(jié)構(gòu)參考線建模所涉及到的旋翼系統(tǒng)主要參數(shù)如表1所示。

基準(zhǔn)模型

整個(gè)槳葉結(jié)構(gòu)參考線分為兩段，中間節(jié)點(diǎn)表征彈性軸承位置，但是未通過實(shí)際彈性軸承的形心，兩段與XY平面的夾角為 5^° ，用于表征槳葉的預(yù)錐角；第一段在XY平面的投影與Y軸的夾角為 0^° ，第二段與Y軸的夾角為 7^° ，用于表征槳葉的預(yù)掠角。

優(yōu)化模型

整個(gè)槳葉結(jié)構(gòu)參考線分為兩段，中間節(jié)點(diǎn)表征彈性軸承位置，且節(jié)點(diǎn)位于實(shí)際彈性軸承的形心，兩段在XY平面的投影相對(duì)于Y軸平移 0.56%R ，用于表征彈性軸承的偏置量；第一段在 YZ 平面的投影與Y軸的夾角為 0^° ，第二段與Y軸的夾角為 5^° ，用于表征槳葉的預(yù)錐角。

計(jì)算方法

本文基于CAMRADII進(jìn)行全機(jī)飛行力學(xué)和旋翼動(dòng)力學(xué)建模，其中翼型和機(jī)身的氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)采用風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果；氣動(dòng)模型選取線性入流模型；槳葉采用彈性梁模型，并將阻尼器特性簡化為彈性軸承位置的等效剛度和阻尼。載荷計(jì)算過程中槳葉靜載采用孤立旋翼不配平進(jìn)行計(jì)算；槳葉動(dòng)載采用全機(jī)配平的方式進(jìn)行計(jì)算。

計(jì)算結(jié)果分析

槳轂載荷

槳轂載荷對(duì)于槳轂動(dòng)部件（如中央件、彈性軸承等）靜強(qiáng)度和疲勞壽命的評(píng)估至關(guān)重要。本文選取幾個(gè)典型的飛行狀態(tài)進(jìn)行計(jì)算和對(duì)比分析，如表2所示，從表中可以著出，兩種模型計(jì)算所得的槳轂合彎矩基本相當(dāng)，只存在細(xì)微的差別，這主要是由槳葉角運(yùn)動(dòng)的不同所造成的。

槳葉靜載

工程上一般使用超扭狀態(tài)的靜載與水平前飛、水平轉(zhuǎn)彎及螺旋轉(zhuǎn)彎的動(dòng)載組合，超轉(zhuǎn)狀態(tài)的靜載與自轉(zhuǎn)的動(dòng)載組合開展槳葉的疲勞壽命分析，因此本文選取超扭和超轉(zhuǎn)狀態(tài)分別以孤立旋翼不配平和配平的方式進(jìn)行槳葉靜載計(jì)算，同時(shí)結(jié)合某型號(hào)槳葉靜載的計(jì)算值與實(shí)測值的相關(guān)性系數(shù)，對(duì)兩種模型的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析，并進(jìn)行無量綱化處理，計(jì)算結(jié)果如圖3＼～圖4所示。

從上述計(jì)算結(jié)果可以看出，超扭和超轉(zhuǎn)狀態(tài)下，兩種模型揮舞彎矩和擺振彎矩系數(shù)的變化趨勢基本一致。超扭狀態(tài)下，槳葉根部載荷優(yōu)化模型大于基準(zhǔn)模型，在0.107R剖面，模型一的揮舞彎矩約為模型二的1.35倍，擺振彎矩約為1.28倍；超轉(zhuǎn)狀態(tài)下，槳葉根部的揮舞彎矩基準(zhǔn)模型大于優(yōu)化模型，翼型段則相反；擺振彎矩基準(zhǔn)模型與優(yōu)化模型基本相當(dāng)。通過某型號(hào)槳葉載荷計(jì)算值與實(shí)測值進(jìn)行對(duì)比發(fā)現(xiàn)： 0.108R～0.3R 剖面，揮舞彎矩實(shí)測值約為計(jì)算值的1.5倍； 0.108R～0.15R 剖面，擺振彎矩實(shí)測值約為計(jì)算值的1.5倍。上述的相關(guān)性系數(shù)只是一種簡單的計(jì)算值覆蓋實(shí)測值的方法，實(shí)際上槳葉靜載的測量值與計(jì)算值相差較大，且不同槳葉的載荷測試結(jié)果也相差較大，這與測量時(shí)的零位偏差有很大的關(guān)系。因此，結(jié)合上述結(jié)果可以看出，優(yōu)化模型相對(duì)于基準(zhǔn)模型在槳葉根部載荷的計(jì)算精度上有一定的提升，但同時(shí)也對(duì)翼型段的載荷帶來了一定的影響。

槳葉動(dòng)載

本文選取水平前飛、水平轉(zhuǎn)彎、螺旋轉(zhuǎn)彎以及自轉(zhuǎn)下滑等飛行狀態(tài)以全機(jī)配平的方式進(jìn)行槳葉動(dòng)載的計(jì)算，同時(shí)結(jié)合某型號(hào)槳葉動(dòng)載的計(jì)算值與實(shí)測值的相關(guān)性系數(shù)，對(duì)兩種模型的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析，并進(jìn)行無量綱化處理，計(jì)算結(jié)果如圖 5～ 圖8所示。

從上述計(jì)算結(jié)果中可以看出，各飛行狀態(tài)下兩種模型計(jì)算所得槳葉動(dòng)載的變化趨勢基本一致。

對(duì)于揮舞彎矩的動(dòng)態(tài)值，優(yōu)化模型在槳根位置大于基準(zhǔn)模型，在槳葉中部小于基準(zhǔn)模型，在槳尖位置基本相當(dāng)。這與某型號(hào)槳葉動(dòng)載實(shí)測值與計(jì)算值的相對(duì)關(guān)系基本吻合。下面從載荷相關(guān)性系數(shù)的角度進(jìn)一步開展分析，由于槳葉各剖面載荷數(shù)值的大小不一，基于計(jì)算載荷譜覆蓋實(shí)測載荷譜的思想，分別選取0.107R和各飛行狀態(tài)下槳葉中段差值最大的剖面開展載荷相關(guān)性分析，并對(duì)各飛行狀態(tài)的系數(shù)進(jìn)行平均處理，對(duì)于0.107R剖面，優(yōu)化模型計(jì)算所的載荷約是基準(zhǔn)模型的1.23倍，略小于某型號(hào)實(shí)測值與計(jì)算值的1.3倍；對(duì)于槳葉中段差值最大的剖面，優(yōu)化模型計(jì)算所的載荷約是基準(zhǔn)模型的0.76倍，略小于某型號(hào)實(shí)測值與計(jì)算值的0.8倍。

對(duì)于擺振彎矩的動(dòng)態(tài)值，除了自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)，其他狀態(tài)優(yōu)化模型在槳根位置大于基準(zhǔn)模型，這與某型號(hào)槳葉動(dòng)載實(shí)測值和計(jì)算值的相對(duì)關(guān)系基本吻合，但是翼型段則完全相反。仍然選取0.107R剖面開展載荷相關(guān)性分析，并對(duì)各飛行狀態(tài)的系數(shù)進(jìn)行平均處理，該剖面優(yōu)化模型計(jì)算所得載荷約為基準(zhǔn)模型的1.45倍，大于某型號(hào)實(shí)測值與計(jì)算值的1.3倍。

結(jié)論

通過對(duì)兩種不同槳葉結(jié)構(gòu)參考線建模方式下槳葉和槳轂載荷進(jìn)行計(jì)算，同時(shí)通過與某型號(hào)載荷實(shí)測值與計(jì)算值相對(duì)關(guān)系的對(duì)比分析，得到以下結(jié)論：

（1）對(duì)于槳轂載荷而言，優(yōu)化模型計(jì)算所得的槳轂合彎矩與基準(zhǔn)模型基本一致。

（2）對(duì)于槳葉的靜載而言，優(yōu)化模型所得的展向載荷分布規(guī)律與基準(zhǔn)模型基本一致，通過某型號(hào)載荷實(shí)測值與計(jì)算值的相關(guān)性數(shù)據(jù)和結(jié)論可以看出，雖然翼型段的載荷存在一定的差異，但優(yōu)化模型在根部靜態(tài)載荷的計(jì)算精度方面要優(yōu)于基準(zhǔn)模型，尤其是槳葉的揮舞彎矩。

（3）對(duì)于槳葉的動(dòng)載而言，在揮舞方向，優(yōu)化模型與基準(zhǔn)模型計(jì)算所得載荷的相對(duì)大小關(guān)系與某型號(hào)實(shí)測值和計(jì)算值的相對(duì)大小關(guān)系完全一致，只是在相關(guān)性系數(shù)上存在一定的差異，這說明其在槳葉揮舞方向動(dòng)載計(jì)算精度上也具有一定的精度優(yōu)勢；在擺振方向，除了自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)的翼型段，其他飛行狀態(tài)在槳葉根部動(dòng)載荷的精度也要優(yōu)于基準(zhǔn)模型。

綜上所述，新的建模方式對(duì)于槳轂合彎矩造成的影響很小，基本可以忽略不計(jì)；對(duì)于槳葉靜載和動(dòng)載在揮舞方向的計(jì)算精度要明顯優(yōu)于常規(guī)建模方式，在擺振方向不同的飛行狀態(tài)和展向位置所得結(jié)論存在一定的差異。