帶后緣附翼的槳葉氣動扭轉(zhuǎn)變形特性

尹維龍

(1.哈爾濱工業(yè)大學(xué)復(fù)合材料與結(jié)構(gòu)研究所，哈爾濱150080，yinweilongbj@sina.com.cn;2.哈爾濱工業(yè)大學(xué)力學(xué)博士后流動站，哈爾濱150080)

直升機(jī)嚴(yán)重的振動問題一直困擾著直升機(jī)型號的研制與使用［1］.旋翼的周期性振動載荷是直升機(jī)振動的主要根源，振動載荷大部分來自旋翼傳給機(jī)身載荷的N次 /轉(zhuǎn)諧波分量，其中，N是槳葉的片數(shù).目前減少直升機(jī)振動載荷的辦法主要有被動吸/隔振和主動抑振兩種辦法［2］.這兩種辦法都以犧牲重量為代價，增加了旋翼結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，提高了維護(hù)費(fèi)用.直升機(jī)減振研究仍集中在旋翼本身的減振上，一種方式是通過優(yōu)化槳葉氣動外形、剖面剛度、質(zhì)量分布、槳尖形狀等可以達(dá)到減少槳轂振動載荷的目的［3］.但是，這種方式只對槳葉的某一個設(shè)計(jì)點(diǎn)是最優(yōu)的;另外一種行之有效的方式是通過控制槳葉扭轉(zhuǎn)角的變化來減少槳跟及槳轂的振動載荷.目前，國外主要采用主動扭轉(zhuǎn)槳尖的智能槳葉驅(qū)動方案.主要是通過埋藏在槳葉結(jié)構(gòu)內(nèi)部的智能材料(如壓電材料等)來驅(qū)動槳葉產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)變形［4－5］.周國慶等［6］開展了采用壓電片驅(qū)動的碳纖維彎扭耦合梁作為驅(qū)動機(jī)構(gòu)的智能旋翼風(fēng)洞試驗(yàn).試驗(yàn)結(jié)果表明:主動扭轉(zhuǎn)智能旋翼在高轉(zhuǎn)速前吹風(fēng)狀態(tài)下，受控狀態(tài)下的可動槳尖沿扭轉(zhuǎn)輸出軸上下偏轉(zhuǎn)可以明顯改變槳葉氣動力的相應(yīng)諧波分量，進(jìn)而影響槳葉的振動.為此，本文提出通過安置在槳葉后緣附翼的偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生附加氣動力使槳葉產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)變形，達(dá)到“四兩撥千斤”的效果.

1 氣動扭轉(zhuǎn)原理

槳葉的氣動扭轉(zhuǎn)就是指通過后緣襟翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的氣動力使槳葉產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)變形.如圖1所示，當(dāng)后緣襟翼向下偏轉(zhuǎn)時，此時襟翼產(chǎn)生向上的升力增量，由于此氣動力增量的氣動中心在整個槳葉氣動中心之后，因此，會產(chǎn)生一個使槳葉低頭的氣動力力矩.槳葉在此氣動力矩的作用下，槳葉會產(chǎn)生正扭轉(zhuǎn)(扭轉(zhuǎn)低頭).反之，當(dāng)后緣襟翼向上偏轉(zhuǎn)時，槳葉在附加氣動力矩的作用下產(chǎn)生負(fù)扭轉(zhuǎn)(扭轉(zhuǎn)抬頭).

圖1 槳葉氣動扭轉(zhuǎn)的原理圖

2 氣動力計(jì)算

后緣附翼的氣動力計(jì)算可以采用由二元Theodorsen非定常氣動理論修正的Greensberg準(zhǔn)定常氣動理論［7］.如圖2所示，定義:升力向上為正，力矩以前緣抬頭為正，附翼偏轉(zhuǎn)角以向下偏轉(zhuǎn)為正.對帶后緣附翼的槳葉而言，其單位展長翼段所受附加升力和俯仰力矩為

圖2 后緣附翼偏轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的氣動力

3 扭轉(zhuǎn)變形分析方法

附翼偏轉(zhuǎn)帶來的附加氣動力所作功的變分式為

將式(1)和式(2)代入到式(3)中，得到附加氣動力對應(yīng)的廣義力為

式中:Hw和Hφ分別為槳葉揮舞彎曲和扭轉(zhuǎn)兩個方向上的位移形函數(shù).

將式(4)所表示的廣義力加到文獻(xiàn)［8］的旋翼氣動彈性響應(yīng)分析程序中，即可求解槳葉在附加氣動力作用下產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)角沿著展向的分布.

4 結(jié)果與討論

旋翼工作條件:懸停狀態(tài)，CT=0.07;附翼參數(shù):=0.5，長度為0.1 R，中心的展向位置為0.85 R，其中，R為槳葉的旋轉(zhuǎn)半徑.圖3和圖4為附翼在不同的偏轉(zhuǎn)角下槳葉扭轉(zhuǎn)角沿著展向的分布曲線.從計(jì)算結(jié)果可以得出:槳葉的扭轉(zhuǎn)角(低頭)隨著附翼偏角(向下)的增加而增大(圖3);槳葉的扭轉(zhuǎn)角(抬頭)隨著附翼偏角(向上)的增加而增大(圖4).當(dāng)附翼偏角為6°時，槳尖的扭轉(zhuǎn)角為－3.8°;當(dāng)附翼偏角為-6°時，槳尖的扭轉(zhuǎn)角為3°.圖5為附翼在不同的偏轉(zhuǎn)角下槳葉所需的配平總距角.可以看出，當(dāng)附翼偏轉(zhuǎn)角為6°時，槳葉所需的配平總距角為13.3°，比附翼無偏轉(zhuǎn)時增加了2.8°;當(dāng)附翼偏轉(zhuǎn)角為-6°時，槳葉所需的配平總距角為7.7°，比附翼無偏轉(zhuǎn)時減少了2.7°.圖6為不同的附翼偏轉(zhuǎn)角下槳葉揮舞位移沿著展向的分布曲線.可以看出，槳尖揮舞位移是隨著附翼偏轉(zhuǎn)角的增加而減小.當(dāng)附翼偏轉(zhuǎn)角為6°時，槳尖揮舞位移為0.16 R，比附翼無偏轉(zhuǎn)時減少了50.8%.

圖3 附翼的偏轉(zhuǎn)角(向下)對槳葉扭轉(zhuǎn)角的影響

圖4 附翼的偏轉(zhuǎn)角(向上)對槳葉扭轉(zhuǎn)角的影響

圖5 附翼的偏轉(zhuǎn)角與槳葉配平總距角之間的關(guān)系

圖6 不同的附翼偏轉(zhuǎn)角下槳葉揮舞位移的分布

5 結(jié)論

1)槳葉在氣動載荷作用下，通過附翼的偏轉(zhuǎn)可以達(dá)到槳葉扭轉(zhuǎn)的目的;同時，槳葉的扭轉(zhuǎn)變形可以通過附翼的偏轉(zhuǎn)角來控制.

2)當(dāng)附翼偏轉(zhuǎn)角為6°時，槳尖的扭轉(zhuǎn)角為－3.8°;當(dāng)附翼偏轉(zhuǎn)角為 -6°時，槳尖的扭轉(zhuǎn)角為3°.

3)槳尖的揮舞位移是隨附翼偏轉(zhuǎn)角(向下)的增加而減小，當(dāng)附翼偏轉(zhuǎn)角為6°時，槳尖揮舞位移比附翼無偏轉(zhuǎn)時減少了一半左右.

［1］ FRIEDMANN P P.Helicopter rotor dynamics and aeroelasticity-Some key ideas and insights［J］.Vertica，1990，14(1):101-121.

［2］ VISWAMURTHY S R，GANGULI R.An optimization approach to vibration reduction in helicopter rotors with multiple active trailing edge flaps［J］.Aerospace Science and Technology，2004，8(3):185-194.

［3］ GUO J X，XIANG J W.Composite rotor blade design optimization for vibration reduction with aeroelastic constraints ［J］.Chinese journal of aeronautics，2004，17(3):152-159.

［4］ PARK J S，KIM J H.Design and aeroelastic analysis of active twist rotor blades incorporating single crystal macro fiber composite actuators［J］.Composites:Part B，2008，39(6):1011-1025.

［5］ BARLAS T K，Van KUIK G A M.Review of state of the art in smart rotor control research for wind turbines［J］.Progress in Aerospace Sciences，2010，46(1):1－27.

［6］ 周國慶，盧德軍，楊衛(wèi)東.主動扭轉(zhuǎn)智能旋翼模型試驗(yàn)研究［J］.直升機(jī)技術(shù)，2007(3):81－87.

［7］ HONG C H，CHOPRA I.Aeroelastic stability analysis of a composite bearing rotor blade［J］.Journal of AHS，1986，31(4):29－35.

［8］ 尹維龍，向錦武.彈性耦合對復(fù)合材料旋翼前飛氣彈響應(yīng)及載荷的影響 ［J］.航空學(xué)報，2007，28(3):605－609.